Brevet FR3002334A1 — publié le 20140822

La présente invention concerne un procédé et un dispositif d'estimation automatique d'un moment de tangage non désiré d'un avion, notamment d'un avion de transport, ainsi qu'une méthode et un système de contrôle du tangage d'un avion réalisant une compensation automatique d'un tel moment de tangage non désiré. On sait que sur un avion à commandes de vol électriques, le contrôle de l'avion en vol est réalisé par un pilote, dans un mode de pilotage manuel, à l'aide d'organes de commande, à savoir le manche de commande (notamment un mini-manche), le palonnier et la manette de commande de poussée. Le ou les calculateurs de vol interprètent les actions du pilote sur ces organes de commande et génèrent des ordres correspondants qui sont ensuite transmis à des actionneurs de surfaces de commande (ailerons, spoilers, gouvernes de profondeur,...) de l'avion pour contrôler le braquage de ces derniers, et ainsi le vol de l'avion. Concernant l'axe de tangage de l'avion, notamment pour une commande à court terme (de l'ordre de quelques secondes, et généralement inférieure à dix secondes) réalisée par le pilote de l'avion, les calculateurs de commande de vol calculent des ordres de braquage des gouvernes de profondeur, en utilisant à cet effet, généralement, une loi mathématique usuelle dite C*, précisée ci-dessous. Toutefois, le mouvement de tangage de l'avion en vol peut être perturbé par des moments (à court terme) non désirés, tels que : - un moment de tangage généré par l'extension et la rétractation de surfaces mobiles sur la voilure principale de l'avion ; - un moment de tangage généré par l'extension et la rétractation de volets de l'avion ; - des moments de tangage résultant d'effets aérodynamiques transitoires : effets liés au Mach au-dessous et au-dessus d'angles d'incidence donnés et effets liés à la présence de givre sur la voilure ; et - un moment de tangage généré par une variation de poussée. Dans le cadre de la présente invention, on appelle « moments de tangage non désirés » des moments de tangage de l'avion tels que précités, qui sont générés à court terme (de l'ordre de quelques secondes), qui ont des effets perturbateurs comme précisé ci-après, qui ne sont pas générés par une action du pilote sur le manche de commande (mini-manche) et qui ne sont pas souhaités. Ces moments non désirés peuvent dégrader la performance de l'avion, lorsqu'il est contrôlé par la loi C* uniquement. Ils peuvent également agir négativement sur le confort du pilote et des passagers. La présente invention concerne un procédé d'estimation d'un moment de tangage non désiré d'un avion, qui peut être utilisé pour remédier aux inconvénients précités. A cet effet, selon l'invention, ledit procédé d'estimation d'un moment de tangage non désiré d'un avion, est remarquable en ce qu'il comprend des étapes : - de détermination de valeurs courantes de l'angle d'incidence et du taux de tangage de l'avion, ainsi que de l'angle de braquage d'au moins une gouverne de profondeur de l'avion ; - de détermination de valeurs courantes de coefficients faisant partie d'un modèle de référence désiré du mouvement longitudinal de l'avion ; - de calcul d'un moment de tangage Mi à l'aide des valeurs courantes ainsi déterminées, en utilisant de préférence l'expression suivante : Afh = - m a * (a - aeq) - mq * q - mg5q*Ôq dans laquelle : - q est la valeur courante du taux de tangage de l'avion (en °/s) ; - q est la dérivée du taux de tangage (en °h' ) ; - oc est la valeur courante de l'angle d'incidence de l'avion (en °) ; - oceq est une valeur d'équilibre de l'angle d'incidence de l'avion (en °) ; - q est la valeur courante de l'angle de braquage de la gouverne de profondeur (en °) ; et - ma, mq , m.5q sont lesdites valeurs courantes de coefficients ; et - de transmission à des moyens utilisateurs du moment de tangage ainsi calculé, qui représente un moment de tangage non désiré estimé. Ainsi, grâce à l'invention, on estime automatiquement, de façon précise et en temps réel, tout moment de tangage non désiré qui est généré le cas échéant sur l'avion. Ce moment de tangage non désiré et estimé est un moment global qui illustre l'écart entre le comportement effectif en tangage, observé sur l'avion, et le comportement tel qu'il devrait être en fonction de la situation courante en tenant compte d'un modèle de référence, comme précisé ci-dessous. Ce moment de tangage global peut correspondre à un ou plusieurs des moments suivants, qui sont générés à l'instant courant sur l'avion : - un moment de tangage généré par l'extension et la rétractation de spoilers de l'avion ; - un moment de tangage généré par l'extension et la rétractation de volets de l'avion ; - des moments de tangage résultant d'effets aérodynamiques transitoires au-dessous et au-dessus d'angles d'incidences données ; et - un moment de tangage généré par une variation de poussée. La détermination, conformément à la présente invention, de ce moment de tangage global non désiré, ne requière aucune connaissance de l'évolution, en fonction du temps, des différents moments individuels non désirés susceptibles d'agir sur l'avion, de telles évolutions en fonction du temps étant difficiles à évaluer. Avantageusement, lesdites valeurs courantes de l'angle d'incidence, du taux de tangage et de l'angle de braquage de la gouverne de profondeur sont mesurées sur l'avion. En outre, de façon avantageuse, ladite étape de détermination des valeurs courantes de coefficients comprend : - une sous-étape de détermination de valeurs courantes de paramètres relatifs au point de vol courant de l'avion ; et - une sous étape de détermination desdits coefficients, à l'aide desdites valeurs courantes de paramètres et de tables prédéterminées. Le moment de tangage non désiré, déterminé conformément à l'invention, peut être utilisé par différents moyens (ou systèmes) de l'avion, dits moyens utilisateurs. Dans une application préférée, ce moment de tangage est utilisé pour calculer des ordres de compensation permettant de réaliser une compensation automatique. Aussi, la présente invention concerne également une méthode de contrôle du tangage d'un avion, susceptible de mettre en oeuvre une compensation automatique et active de moments de tangage perturbateurs (non désirés). Selon l'invention, ladite méthode de contrôle du tangage d'un avion, du type comprenant une étape de génération d'un ordre de braquage commandé d'au moins une gouverne de profondeur, conformément à une loi de contrôle standard, ledit ordre de braquage commandé étant représentatif d'un actionnement manuel d'un pilote, et une étape d'application à l'avion d'un ordre de braquage effectif dépendant dudit ordre de braquage commandé, est remarquable en ce qu'elle comprend, de plus, des étapes : - d'estimation d'un moment de tangage non désiré, mettant en oeuvre le procédé précité ; - de calcul d'un ordre de compensation, à partir du moment de tangage non désiré ainsi estimé ; et - de sommation dudit ordre de compensation et dudit ordre de braquage commandé pour former ledit ordre de braquage effectif qui est appliqué à l'avion. Ainsi, grâce à cette méthode, on compense automatiquement et de façon active tous les moments non désirés qui perturbent le tangage de l'avion de sorte que ledit tangage reste non affecté par ces moments pour le pilote. Cette compensation, qui utilise le procédé conforme à l'invention d'estimation d'un moment de tangage non désiré, ne requière ainsi aucune connaissance des différents moments individuels non désirés susceptibles d'agir sur l'avion. Avantageusement, l'ordre de compensation 8qA,NL est calculé à l'aide de l'expression suivante : qAcNL = _(Arh m.50 dans laquelle : - Mi est le moment de tangage non désiré tel qu'estimé ; et - m8q, est un coefficient d'un modèle de référence, précisé ci-dessous. La présente invention concerne, en outre, un dispositif d'estimation d'un moment de tangage non désiré d'un avion, qui est remarquable en ce qu'il comporte : - des premiers moyens pour déterminer des valeurs de l'angle d'incidence et du taux de tangage de l'avion, ainsi que de l'angle de braquage d'au moins une gouverne de profondeur ; - des deuxièmes moyens pour déterminer des valeurs courantes de coefficients faisant partie d'un modèle de référence d'un mouvement longitudinal de l'avion ; - des troisièmes moyens pour calculer un moment de tangage Mi, à l'aide des valeurs courantes ainsi déterminées, en utilisant de préférence l'expression précitée : Afh = - m a * (a - aeq ) - mq * q - m g5q * g5q ; et - des quatrièmes moyens pour transmettre à des moyens utilisateurs le moment de tangage ainsi calculé, qui représente un moment de tangage non désiré estimé. En outre, dans un mode de réalisation particulier, lesdits deuxièmes moyens de détermination des valeurs courantes de coefficients comprennent : - des moyens de détermination de valeurs courantes de paramètres relatifs au point de vol courant de l'avion ; - au moins un moyen de stockage qui comprend des tables prédéterminées comprenant les valeurs de coefficients en fonction de valeurs courantes de paramètres relatifs au point de vol de l'avion ; et - des moyens de détermination des valeurs courantes desdits coefficients à l'aide desdites tables et des valeurs courantes desdits paramètres. La présente invention concerne également un système de contrôle du tangage d'un avion, du type comprenant des moyens de génération d'un ordre de braquage commandé d'au moins une gouverne de profondeur, conformément à un actionnement manuel d'un pilote en prenant en compte une loi de contrôle standard, et des moyens pour appliquer à l'avion un angle de braquage effectif dépendant dudit ordre de braquage commandé. Selon l'invention, ce système de contrôle du tangage, comprend, de plus : - un dispositif d'estimation d'un moment de tangage non désiré, tel que celui précité ; - des moyens pour calculer un ordre de compensation à partir dudit moment de tangage non désiré, estimé à l'aide dudit dispositif d'estimation ; et - des moyens pour ajouter ledit ordre de compensation audit ordre de braquage commandé pour former ledit ordre de braquage effectif qui est appliqué à l'avion. Ce système de contrôle du tangage réalise donc, grâce à l'invention, une compensation automatique et active (en temps réel) de tout moment de tangage non désiré. La présente invention concerne en outre un avion, en particulier un avion de transport, qui est pourvu d'un tel dispositif et/ou d'un tel système. Les figures du dessin annexé feront bien comprendre comment l'invention peut être réalisée. Sur ces figures, des références identiques désignent des éléments semblables. La figure 1 montre un avion sur lequel est représenté très schématiquement un système de contrôle et un dispositif d'estimation, illustrant l'invention. La figure 2 est le schéma synoptique d'un système de contrôle du tangage. La figure 3 est le schéma synoptique d'un dispositif d'estimation de moments de tangage non désirés. Le système 1 conforme à l'invention et représenté très schématiquement sur la figure 1 est destiné à réaliser un contrôle du tangage d'un avion AC, en particulier d'un avion de transport. De façon usuelle, ce système 1 qui est embarqué sur l'avion AC comprend notamment, comme représenté sur la figure 2 : - des moyens 2 de génération d'un ordre de braquage commandé âge; des gouvernes de profondeur 3 de l'avion AC, conformément à une loi de contrôle standard. Cet ordre de braquage commandé âge; est représentatif d'un actionnement manuel d'un pilote, sur un manche de commande usuel (non représenté) ; et - des moyens 7 pour appliquer à l'avion AC un angle de braquage effectif 8eff dépendant dudit angle de braquage commandé Pour ce faire, lesdits moyens 2 comportent, de façon usuelle : - un ensemble 4 de sources d'informations, qui comporte des moyens pour déterminer (par des mesures et/ou des calculs) les valeurs effectives d'une pluralité de paramètres de l'avion AC, ainsi que l'amplitude de l'actionnement par le pilote sur un manche de commande usuel susceptible d'agir sur le tangage de l'avion AC; et - des moyens 5 pour calculer, à l'aide des informations reçues de l'ensemble 4 par l'intermédiaire d'une liaison 6, un ordre de braquage âge; dit commandé qui est représentatif d'un actionnement manuel d'un pilote. Lesdits moyens 5 utilisent, à cet effet, une loi mathématique usuelle dite C*. Cette loi C* qui est destinée au contrôle de vol d'un l'avion sur l'axe de tangage est répandue dans le domaine aéronautique. De façon générale et connue, elle calcule un ordre de braquage commandé âge; pour contrôler le facteur de charge longitudinal Nz de l'avion, suivant une référence Nzc, en étant robuste par rapport à des perturbations externes (en utilisant un intégrateur dans la boucle). Elle utilise deux mesures, à savoir le facteur de charge Nz et le taux de tangage q, comme rétroaction. En outre, lesdits moyens 7 comprennent, de façon usuelle, des moyens 8 d'actionnement des gouvernes de profondeur 3 de l'avion AC. Ces moyens d'actionnement 8 usuels sont formés de manière à amener, comme illustré par l'intermédiaire d'une liaison 9 en traits interrompus, lesdites gouvernes de profondeur 3 à une position particulière, représentative d'un angle de braquage dit effectif 8eff reçu. La présente invention s'applique lors d'une commande à court terme de mouvement de tangage (de l'ordre de quelques secondes, et généralement inférieure à dix secondes) réalisée par le pilote en agissant sur le manche de commande, pour laquelle ledit mouvement de tangage de l'avion AC en vol peut être perturbé par des moments non désirés, et elle a pour objet de compenser de tels moments. Pour ce faire, ledit système 1 comprend de plus, selon l'invention : - un dispositif 10 d'estimation d'un moment de tangage non désiré, conforme à l'invention et précisé ci-dessous ; - des moyens 11 qui sont reliés par l'intermédiaire d'une liaison 12 audit dispositif d'estimation 10 et qui sont formés de manière à calculer un ordre de compensation 8qA,NL à partir dudit moment de tangage non désiré, estimé et transmis par ce dispositif d'estimation 10. Cet ordre de compensation 8qA,NL permet lorsqu'il est appliqué aux gouvernes de profondeur 3 de compenser le moment de tangage non désiré, estimé par le dispositif d'estimation 10; et - des moyens 14, à savoir un élément de sommation, qui sont reliés par l'intermédiaire de liaisons 15 et 16 respectivement auxdits moyens 2 et 11 et qui sont formés de manière à ajouter ledit ordre de compensation 8qA,NL (reçu des moyens 11) audit ordre de braquage commandé Sqc,* (calculé de façon usuelle par les moyens 2). La somme ainsi calculée représente l'ordre de braquage effectif 8eff qui est transmis par l'intermédiaire d'une liaison 17 aux moyens d'actionnement 8 qui commandent, de façon correspondante, le braquage des gouvernes de profondeur 3 dans le but de contrôler le tangage de l'avion AC. Lesdits moyens 11 calculent l'ordre de compensation 8qA,NL à l'aide de l'expression suivante : 3,ANL = (Arh /m8q) dans laquelle : - Aiîî est le moment de tangage non désiré tel qu'estimé ; et - m8q, est un coefficient d'un modèle de référence, précisé ci-dessous. Par conséquent, la présente invention propose une loi de contrôle de vol additionnelle pour la compensation du mouvement de tangage non désiré, qui est définie par deux fonctions. Pus précisément : - une première fonction (mise en oeuvre par le dispositif 10) fournit une estimation, en temps réel, du mouvement de tangage non désiré, sur la base d'observations concernant l'angle d'incidence, le taux de tangage et le braquage de la gouverne de profondeur 3; - la seconde fonction (mise en oeuvre par le dispositif 11) utilise ce mouvement estimé pour calculer un ordre de braquage auxiliaire (ordre de compensation) des gouvernes de profondeur 3; et - la somme de ces deux ordres de braquage est transmise aux moyens d'actionnement 8 des gouvernes de profondeur 3. Le système 1 de contrôle du tangage réalise donc, grâce notamment aux moyens 10, 11 et 14, une correction de l'ordre de commande usuel (conforme à la loi C*) pour transmettre un ordre de braquage effectif 8eff qui permet de réaliser une compensation d'un moment de tangage non désiré. Ledit système 1 compense ainsi, automatiquement et de façon active (en agissant sur les gouvernes de profondeur 3), en temps réel, tous les moments non désirés qui perturbent le tangage de l'avion de sorte que ledit tangage reste non affecté par ces moments pour le pilote. Cette compensation, qui utilise les résultats du dispositif 10 d'estimation d'un moment de tangage non désiré, ne requière ainsi aucune connaissance des différents moments individuels non désirés susceptibles d'agir sur l'avion AC, comme précisé ci-dessous ; Par ailleurs, ledit dispositif 10 comporte, comme représenté sur la figure 3: - des moyens 19 usuels, notamment des moyens de mesure de l'avion, qui sont susceptibles de déterminer en temps réel les valeurs courantes a, q, q, respectivement de l'angle d'incidence, du taux de tangage et de l'angle de braquage des gouvernes de profondeur 3; - des moyens 20 pour déterminer des valeurs courantes ma, mq , m8q, de coefficients (précisés ci-dessous) faisant partie d'un modèle de référence d'un mouvement longitudinal de l'avion AC; et - des moyens 21 qui sont reliés par l'intermédiaire de liaisons 22 et 23, respectivement, auxdits moyens 19 et 20 et qui sont formés de manière à calculer un moment de tangage Mi, à l'aide des valeurs courantes ainsi déterminées, en utilisant l'expression suivante : Ath = - ma * (a -oceq)- mq * q - m8q dans laquelle de plus : - est la dérivée du taux de tangage (en °h') ; et - aeq est une valeur d'équilibre de l'angle d'incidence de l'avion AC, précisée ci-dessous. Le dispositif 1 comprend également des liaisons 12 et 24 pour transmettre à des moyens utilisateurs le moment de tangage ainsi calculé, qui représente un moment de tangage non désiré estimé. Dans un mode de réalisation particulier, lesdits moyens 20 comprennent : - des moyens 25 pour déterminer, de façon usuelle, les valeurs courantes de paramètres relatifs au point de vol courant de l'avion AC, à savoir les valeurs courantes de la vitesse, du nombre de Mach, de la masse, de la configuration aérodynamique (becs et volets) et du centrage de l'avion AC ; et - des moyens 26 qui sont reliés par l'intermédiaire d'une liaison 27 auxdits moyens 25 et qui sont formés de manière à déterminer les valeurs courantes , mq , m.5q desdits coefficients à l'aide des valeurs courantes desdits paramètres reçus des moyens 25 et de tables prédéterminées. Ces tables prédéterminées qui comprennent les valeurs desdits coefficients, en fonction de valeurs des paramètres relatifs au point de vol de l'avion, ont été formées à l'avance à l'aide de calculs et d'essais, et sont enregistrées dans un moyen de stockage 28. Ce moyen de stockage 28 peut être intégré dans des moyens particuliers du dispositif 10 et notamment dans les moyens 26. Ainsi, le dispositif 10 conforme à l'invention permet d'estimer automatiquement, de façon précise et en temps réel, tout moment de tangage non désiré Mi qui est généré sur l'avion AC. Ce moment de tangage non désiré Mi est un moment global qui illustre l'écart entre le mouvement longitudinal effectif, observé sur l'avion, et le mouvement longitudinal tel qu'il devrait être en fonction de la situation courante en tenant compte d'un modèle de référence, comme précisé ci-dessous. La détermination de ce moment de tangage global non désiré ne requière aucune connaissance de l'évolution, en fonction du temps, des différents moments individuels non désirés susceptibles d'agir sur l'avion AC, de telles évolutions en fonction du temps étant difficiles à évaluer. On précise ci-après la formule mathématique utilisée pour calculer le moment de tangage Mi non désiré. On sait que le mouvement longitudinal de l'avion AC peut être décrit par son équation de mouvements en tangage, autour d'un équilibre caractérisé par un angle d'incidence d'équilibre aeq (qui est obtenu de façon usuelle) : = ma *(11 -0Ce0+ mg * + mg5q *8g+Am(x) Am représente dans cette équation tous les mouvements en tangage non désirés, est exprimé en °/s2 et peut dépendre de plusieurs paramètres x tels que l'angle d'incidence, le nombre de Mach,... Am est inconnu, alors que ma, mq , m8q , sont connus (peuvent être déterminés) et disponibles en temps réel dans les calculateurs de commande de vol. Le mouvement longitudinal désiré de l'avion est défini par le modèle de référence suivant : = ma *(a -0Ceq)+ mg * + mêlq *g5g Une estimée Mi du moment de tangage non désiré peut être définie, en théorie, par l'équation précitée : Ath * (oc -oceq)-mq *q-mêlq*.5q En pratique, l'équation Ath = - ma * (a -oceq)- mg * q - m8g *5q est calculée par les moyens 21 en utilisant des filtres qui, en transformée de Laplace (de variable s), sont définis comme : A/ F 1(s) = (cls 1(1+Tls)) B/ F 21(s) = (S -FT 2s)) CIF 22(s) = /(1 -FT 2s)) -ci est une constante de temps (pour i=1, 2,...). L'estimée Mi est donc calculée par les moyens 21 en utilisant les valeurs a , q, 8q et l'expression suivante : AA(s)=F21(s)*F1(s) * q - F 22(s) * Fl(s)* (ma *oc - mq * q - mêlq * 8q) Par conséquent, si la précision de l'estimée Mi est suffisante, c'est-à-dire si Mi Am , l'équation de moment longitudinal de l'avion AC, à savoir = ma * (CfC -0Ceg)- mg * q - mêlq * q + Am(x), n'est affectée par aucun moment de tangage non désiré (quand 8q = Ôqeff , qui est obtenu par la dynamique interne des gouvernes de profondeur 3) et la dynamique de l'avion AC suit précisément le comportement du modèle de référence = ma *(a -0Ceq)+ mg * + mêlq *3q. Le moment de tangage non désiré, déterminé par le dispositif 10 conforme à l'invention de la manière décrite ci-dessus, peut être transmis par la liaison 12 auxdits moyens 11 du système 1 de contrôle du tangage, comme indiqué en référence à la figure 2. Ce moment de tangage non désiré peut également être transmis par une liaison 24 à d'autres moyens ou systèmes (non représentés) de l'avion AC, qui pourraient avoir besoin d'une telle information. REVENDICATIONS1. Procédé d'estimation automatique d'un moment de tangage non désiré d'un avion (AC), caractérisé en ce qu'il comprend des étapes : - de détermination de valeurs courantes de l'angle d'incidence et du taux de tangage de l'avion (AC), ainsi que de l'angle de braquage d'au moins une gouverne de profondeur (3) de l'avion (AC) ; - de détermination de valeurs courantes de coefficients faisant partie d'un modèle de référence d'un mouvement longitudinal de l'avion (AC) ; - de calcul d'un moment de tangage à l'aide des valeurs courantes ainsi déterminées ; et - de transmission à des moyens utilisateurs (1) du moment de tangage ainsi calculé, qui représente un moment de tangage non désiré estimé. 2. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce que l'étape de calcul du moment de tangage Mi utilise l'expression suivante : Afh = - m a * (a -aeq) - mq * q - mg5q*Ôq dans laquelle : - q est la valeur courante du taux de tangage de l'avion (AC); - q est la dérivée du taux de tangage ; - a est la valeur courante de l'angle d'incidence de l'avion (AC) ; - aeq est une valeur d'équilibre de l'angle d'incidence de l'avion (AC) ; - q est la valeur courante de l'angle de braquage de la gouverne de profondeur (3) ; et - ma, mq , mêlq sont lesdites valeurs courantes de coefficients. 3. Procédé selon l'une des revendications 1 et 2, caractérisé en ce que lesdites valeurs courantes de l'angle d'incidence, du taux de tangage et de l'angle de braquage de la gouverne de profondeur (3) sont mesurées. 4. Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes,caractérisé en ce que ladite étape de détermination des valeurs courantes de coefficients comprend : - une sous-étape de détermination de valeurs courantes de paramètres relatifs à un point de vol courant de l'avion (AC) ; et - une sous-étape de détermination desdits coefficients, à l'aide desdites valeurs courantes de paramètres et de tables prédéterminées. 5. Méthode de contrôle du tangage d'un avion (AC), comprenant une étape de génération d'un ordre de braquage commandé d'au moins une gouverne de profondeur (3), conformément à une loi de contrôle standard, ledit ordre de braquage commandé étant représentatif d'un actionnement manuel d'un pilote, et une étape d'application à l'avion (AC) d'un ordre de braquage effectif dépendant dudit ordre de braquage commandé, caractérisée en ce qu'elle comprend, de plus, des étapes : - d'estimation d'un moment de tangage non désiré, mettant en oeuvre le procédé d'estimation selon l'une quelconque des revendications 1 à 4; - de calcul d'un ordre de compensation, à partir du moment de tangage non désiré ainsi estimé ; et - de sommation dudit ordre de compensation et dudit ordre de braquage commandé pour former ledit ordre de braquage effectif qui est appliqué à l'avion. 6. Méthode selon la revendication 5, caractérisée en ce que l'ordre de compensation 8qA,NL est calculé à l'aide de l'expression suivante : 3,ANL = (Arh /m8q) dans laquelle : - Mi est le moment de tangage non désiré tel qu'estimé ; et - m8q, est un coefficient d'un modèle de référence. 7. Dispositif d'estimation automatique d'un moment de tangage non désiré d'un avion (AC), caractérisé en ce qu'il comporte :- des premiers moyens (19) pour déterminer des valeurs de l'angle d'incidence et du taux de tangage de l'avion (AC), ainsi que de l'angle de braquage d'au moins une gouverne de profondeur (3) ; - des deuxièmes moyens (20) pour déterminer des valeurs courantes de coefficients faisant partie d'un modèle de référence d'un mouvement longitudinal de l'avion (AC) ; - des troisièmes moyens (21) pour calculer un moment de tangage à l'aide des valeurs courantes ainsi déterminées ; et - des quatrièmes moyens (12, 24) pour transmettre à des moyens utilisateurs (1) le moment de tangage ainsi calculé, qui représente un moment de tangage non désiré estimé. 8. Dispositif selon la revendication 7, caractérisé en ce que lesdits deuxièmes moyens (20) de détermination des valeurs courantes de coefficients comprennent : - des moyens (25) de détermination de valeurs courantes de paramètres relatifs à un point de vol courant de l'avion (AC) ; - au moins un moyen de stockage (28) qui comprend des tables prédéterminées comprenant les valeurs de coefficients en fonction de valeurs de paramètres relatifs au point de vol de l'avion (AC) ; et - des moyens (26) de détermination des valeurs courantes desdits coefficients à l'aide desdites tables et des valeurs courantes desdits paramètres. 9. Dispositif selon l'une des revendications 7 et 8, caractérisé en ce que lesdits troisièmes moyens (21) sont formés pour calculer le moment de tangage Mi à l'aide de l'expression suivante : Ath = - ma * (a -aeq) - mq * q - mg5q*Ôq dans laquelle : - q est la valeur courante du taux de tangage de l'avion (AC) ; - est la dérivée du taux de tangage ; - oc est la valeur courante de l'angle d'incidence de l'avion (AC) ; - oceq est une valeur d'équilibre de l'angle d'incidence de l'avion (AC) ;- 8q est la valeur courante de l'angle de braquage de la gouverne de profondeur (3) ; et - ma, mq , mêlq sont lesdites valeurs courantes de coefficients. 10. Système de contrôle du tangage d'un avion, ledit système (1) comprenant des moyens (2) de génération d'un ordre de braquage commandé d'au moins une gouverne de profondeur (3), conformément à une loi de contrôle standard, ledit ordre de braquage commandé étant représentatif d'un actionnement manuel d'un pilote, et des moyens (7) pour appliquer à l'avion (AC) un angle de braquage effectif dépendant dudit ordre de braquage commandé, caractérisé en ce qu'il comprend, de plus : - un dispositif (10) d'estimation d'un moment de tangage non désiré, selon l'une des revendications 7 à 9; - des moyens (11) pour calculer un ordre de compensation à partir dudit moment de tangage non désiré, estimé à l'aide dudit dispositif d'estimation ; et - des moyens (14) pour ajouter ledit ordre de compensation audit ordre de braquage commandé pour former ledit ordre de braquage effectif qui est appliqué à l'avion (AC). 11. Avion, caractérisé en ce qu'il comporte un dispositif (10) tel que celui spécifié sous l'une des revendications 7 à 9. 12. Avion, caractérisé en ce qu'il comporte un système (1) tel que celui spécifié sous la revendication 10.