Brevet FR3027397A1 — publié le 20160422

La présente invention concerne un procédé et un dispositif d'estimation automatique, en temps réel, d'au moins une vitesse d'un aéronef, en particulier d'un avion de transport. On sait que, de façon usuelle, pour déterminer la vitesse de l'aéronef durant un vol, en particulier un nombre de Mach ou une vitesse conventionnelle ou vitesse corrigé de type CAS (pour « Calibrated Air Speed » en anglais), on réalise des mesures de la pression air totale (à l'aide de sondes de Pitot) et de la pression air statique (à l'aide de capteurs dédiés), et on calcule la vitesse à l'aide de formules usuelles utilisant ces mesures. Un tel calcul nécessite donc la mesure de la pression air totale. Aussi, si l'on souhaite s'affranchir de l'utilisation de capteurs (capteurs de pression air totale ou sondes de Pitot) afin de gagner du poids et des coûts et de diminuer la complexité de la chaîne de traitement, cette solution usuelle n'est plus en mesure de déterminer la vitesse air de l'aéronef. La présente invention concerne un procédé pour estimer automatiquement au moins une vitesse d'un aéronef, sans utiliser la mesure de pression totale, lors d'un vol de l'aéronef. Selon l'invention, ledit procédé comprend des étapes consistant, de façon automatique, sur l'aéronef : a) à déterminer au moins un moment de charnière aérodynamique d'au moins une surface de commande de l'aéronef ; b) à déterminer une pluralité de données et au moins les données suivantes : - une pression statique externe à l'aéronef ; et - un modèle de coefficient de moment de charnière ; C) à calculer un nombre de Mach M représentant une première vitesse de l'aéronef, à l'aide de l'expression suivante : 1 M -713M2 V8 Ch a 2 S P dans laquelle : - ma est le moment de charnière aérodynamique ; - y est un coefficient adiabatique de l'air ; - Ps est une pression statique externe ; - Vâp représente un volume de la surface de commande ; et - ch est le modèle de coefficient aérodynamique de moment de charnière de la surface de commande, dépendant du nombre de Mach M ; et d) à fournir la première vitesse ainsi calculée à au moins un système utilisateur. Ainsi, grâce à l'invention, on estime automatiquement, en temps réel, la vitesse de l'aéronef à partir de la valeur d'au moins un moment de charnière aérodynamique d'au moins une surface de commande de l'aéronef, sans utiliser de mesure de la pression air totale, ce qui permet de s'affranchir des capteurs associés, généralement redondants sur les avions civils. Ce moment de charnière aérodynamique illustre les forces aérodynamiques agissant sur la surface de commande de l'aéronef au cours du vol. Ces forces dépendent de la vitesse de l'aéronef, mais également d'une pluralité d'autres paramètres, comme par exemple la configuration aérodynamique, l'assiette de d'aéronef, l'altitude de vol, ... Dans un premier mode de réalisation préféré, l'étape a) comprend des sous-étapes consistant : - à mesurer au moins une différence de pression entre deux chambres hydrauliques d'au moins un actionneur destiné à générer le braquage de la surface de commande ; et - à calculer ledit moment de charnière aérodynamique, à l'aide au moins de cette différence de pression. En outre, dans un second mode de réalisation, l'étape a) comprend une sous-étape consistant à mesurer directement le moment de charnière aérodynamique sur la surface de commande. Par ailleurs, dans une première variante de réalisation, pour calculer le nombre de Mach, l'étape c) utilise une inversion de modèle, pour le modèle du moment de charnière aérodynamique. De préférence, l'étape c) met en oeuvre une méthode des moindres carrés. En outre, dans une seconde variante de réalisation, pour calculer le nombre de Mach, l'étape c) utilise une fonction non inversible, pour le modèle du moment de charnière aérodynamique. De préférence, l'étape c) met en oeuvre l'une des méthodes suivantes : - une méthode utilisant un observateur dit de « Least-Squares SlidingMode » ; - une méthode utilisant un observateur dit de « Least-Squares Luenberger »; - une méthode utilisant un observateur dit de « High Order Sliding-Mode ». Par ailleurs, de façon avantageuse, l'étape b) consiste à déterminer également au moins certaines des données suivantes qui sont utilisées à l'étape c) pour calculer le nombre de Mach : - au moins un angle aérodynamique de l'aéronef (par exemple. l'incidence) ; - au moins un angle de déflexion de ladite surface de commande ; - au moins un facteur de charge exercé sur la surface de commande ; - la configuration aérodynamique de l'aéronef ; et - au moins une vitesse angulaire de l'aéronef. En outre, dans un mode de réalisation particulier, l'étape a) consiste à déterminer des moments de charnière aérodynamiques d'une pluralité de surfaces de commande différentes de l'aéronef, et l'étape c) consiste à calculer le nombre de Mach à l'aide des moments de charnière aérodynamiques relatifs à cette pluralité de surfaces de commande. Par ailleurs, dans un mode de réalisation particulier, le procédé comprend une étape supplémentaire, postérieure à l'étape c) et consistant à calculer une vitesse conventionnelle (ou vitesse corrigée) CAS, représentant une seconde vitesse de l'aéronef, à partir du nombre de Mach calculé à l'étape c) et de données supplémentaires. La présente invention concerne également un dispositif pour estimer automatiquement au moins une vitesse d'un aéronef, lors d'un vol de l'aéronef. Selon l'invention, ledit dispositif comporte : - une première unité de génération de données configurée pour déterminer au moins un moment de charnière aérodynamique d'au moins une surface de commande de l'aéronef ; - une seconde unité de génération de données configurée pour déterminer une pluralité de données et au moins les données suivantes : - une pression statique externe à l'aéronef ; et - un modèle de coefficient de moment de charnière ; - une unité de calcul configurée pour calculer un nombre de Mach M représentant une première vitesse de l'aéronef, à l'aide de l'expression suivante : 1 M -713M2 V8 Ch a 2 S P dans laquelle : - ma est le moment de charnière aérodynamique ; - y est un coefficient adiabatique de l'air ; - Ps est la pression statique externe ; - Vâp représente un volume de la surface de contrôle ; et - ch est le modèle de coefficient de moment de charnière, dépendant du nombre de Mach M ; et - au moins une unité de transmission de données configurée pour fournir cette première vitesse à au moins un système utilisateur. Dans un premier mode de réalisation préféré, ladite première unité de génération de données comprend : - au moins un élément de mesure configuré pour mesurer au moins une différence de pression entre les chambres hydrauliques d'au moins un actionneur destiné à générer le braquage de la surface de commande ; et - un élément de calcul configuré pour calculer ledit moment de charnière aérodynamique, à l'aide au moins de cette différence de pression. En outre, dans un second mode de réalisation simplifié, ladite première unité de génération de données comprend au moins un élément de mesure configuré pour mesurer directement le moment de charnière aérodynamique sur la surface de commande. La présente invention concerne également un aéronef, en particulier un avion de transport, qui est pourvu d'un dispositif tel que celui spécifié ci-dessus. Les figures annexées feront bien comprendre comment l'invention peut être réalisée. Sur ces figures, des références identiques désignent des éléments semblables. La figure 1 est le schéma synoptique d'un dispositif d'estimation d'une vitesse d'un aéronef. La figure 2 montre schématiquement un exemple de surface de commande et d'actionneur associé, utilisé pour la mise en oeuvre de la présente invention. La figure 3 est le schéma synoptique d'un premier mode de réalisation d'un dispositif d'estimation conforme à l'invention. La figure 4 est le schéma synoptique d'un second mode de réalisation d'un dispositif d'estimation conforme à l'invention. La figure 5 est le schéma synoptique d'une variante de réalisation d'un dispositif d'estimation. Le dispositif 1 représenté schématiquement sur la figure 1 et permettant d'illustrer l'invention, est un dispositif destiné notamment à estimer automatiquement, en temps réel, au moins une vitesse d'un aéronef (non représenté), en particulier d'un avion de transport, durant un vol de ce dernier. Selon l'invention, ledit dispositif 1 qui est embarqué sur l'aéronef, comporte, comme représenté notamment sur la figure 1 : - une unité de génération de données 2 configurée pour déterminer au moins un moment de charnière aérodynamique d'au moins une surface de commande 3 de l'aéronef ; - une unité de génération de données 4 configurée pour déterminer, de façon usuelle, une pluralité de données et au moins les données suivantes : - une pression statique externe à l'aéronef ; et - un modèle de coefficient de moment de charnière ; et - une unité centrale (ou unité de calcul) 5 qui est reliée par l'intermédiaire de liaisons 6 et 7 respectivement aux unités 2 et 4 et qui comprend au moins un élément de calcul 8 pour calculer un nombre de Mach M représentant une première vitesse de l'aéronef, à l'aide de l'expression suivante : 1 M -713M2 V8 Ch a 2 S P dans laquelle : - ma est le moment de charnière aérodynamique, reçu de l'unité 2; - y est le coefficient adiabatique de l'air, enregistré par exemple dans une mémoire 9 de l'unité centrale 5; - Ps est la pression statique externe, reçue de l'unité 4; - Vâp représente un volume de la surface de commande 3, enregistré par exemple dans la mémoire 9 de l'unité centrale 5; et - ch est le modèle de coefficient (aérodynamique) de moment de charnière, dépendant du nombre de Mach M ; et - au moins une unité de transmission de données (liaison 10) qui fournit la première vitesse calculée par l'unité centrale 5 à au moins un système utilisateur (non représenté) de l'aéronef, par exemple un calculateur. L'unité de génération de données 4 comprend un ensemble de sources de données usuelles de l'aéronef (non décrites davantage), aptes à mesurer ou calculer, de façon usuelle, les données nécessaires pour la mise en oeuvre de la présente invention. Ces données sont déjà présentes et utilisées par ailleurs pour le contrôle de l'aéronef. Dans un mode de réalisation préféré, au moins l'unité centrale 5 du dispositif 1 est intégrée dans un calculateur d'un système de commande de vol, de type FCS (pour « Flight Control System » en anglais), de l'aéronef. Ainsi, le dispositif 1 estime automatiquement, en temps réel, la vitesse de l'aéronef, à partir de la valeur d'au moins un moment de charnière aérodynamique d'au moins une surface de commande 3 de l'aéronef, sans utiliser pour cela de mesure de la pression air totale. Le moment de charnière aérodynamique ma (illustré par une flèche F sur la figure 2) est représentatif des forces aérodynamiques agissant sur la surface de commande 3 de l'aéronef au cours du vol. Ces forces dépendent de la vitesse de l'aéronef, mais également d'une pluralité d'autres paramètres, comme par exemple la configuration aérodynamique de l'aéronef, l'incidence de l'aéronef, son altitude de vol, ... Cette surface de commande 3 peut correspondre à toute surface de commande 3 de l'aéronef apte à agir sur le vol de l'aéronef et qui est soumise à des forces aérodynamiques dépendant notamment de la vitesse de l'aéronef, ce qui permet de déduire cette vitesse du moment de charnière aérodynamique de cette surface de commande 3. Ainsi, bien que non exclusivement, cette surface de commande peut notamment correspondre à tout type de gouverne : aileron, profondeur, spoiler, direction, ... de l'aéronef. De façon usuelle, le braquage de cette surface de commande 3 est généré par un ou plusieurs actionneurs 12 qui peuvent être de tout type, notamment de type hydraulique, de type électro-hydrostatique ou de type électromécanique. Dans l'exemple de la figure 2, l'actionneur 12 est un actionneur hydraulique qui comprend, de façon usuelle, une tige 13 mobile, agencée dans un cylindre 14 et délimitant deux chambres 15 et 16 de volumes variables au cours du déplacement de la tige 13. Le déplacement de la tige 13 qui est liée par un élément de charnière 17 à la surface de commande 3 génère un braquage de la surface de commande 3, sous forme d'une rotation autour d'un axe 18 solidaire d'un support. La réalisation et le fonctionnement du système actionneur/surface formé de la surface de commande 3 et de l'actionneur 12 sont mis en oeuvre de façon usuelle et ne sont pas décrits davantage dans la description suivante. Dans un mode de réalisation particulier, l'unité centrale 5 comprend également un élément de calcul 19 pour calculer une vitesse conventionnelle (ou vitesse corrigé) CAS, représentant une seconde vitesse de l'aéronef. L'élément de calcul 19 calcule la vitesse CAS à partir du nombre de Mach m calculé par l'élément de calcul 8, en utilisant l'expression suivante : y-1 -1 ( 1+ 2 CAS vyRT0 y -1 dans laquelle, en plus des paramètres précités : - R est la constante spécifique de l'air ; - Tt, est la température au niveau de la mer ; et - Pso est la pression statique au niveau de la mer ; - Ps est la pression statique externe. De plus, cette vitesse conventionnelle CAS calculée par l'élément de calcul 19 peut également être transmise, via la liaison 10, à au moins un système utilisateur (non représenté) de l'aéronef, par exemple à un calculateur. Dans un mode de réalisation préféré, le dispositif 1 comporte un ensemble 11 d'unités 2 pour déterminer des moments de charnière aérodynamiques d'une pluralité de surfaces de commande 3 différentes de l'aéronef, et l'unité centrale 5 calcule le nombre de Mach (et éventuellement la vitesse conventionnelle) à l'aide des moments de charnière aérodynamiques relatifs à cette pluralité de surfaces de commande 3. Pour illustrer le principe de l'invention, on a représenté, de façon schématique, sur les figures 3 à 5, un modèle 21 illustrant la surface de commande 3 à laquelle sont appliqués (comme illustré par une liaison 20 en traits mixtes) des paramètres d'entrée, dont au moins certains de ceux déterminés par l'unité 4, et par rapport à laquelle des paramètres sont mesurés par l'unité 2 comme illustré par une liaison 22 en traits mixtes. Le dispositif 1 peut être réalisé selon deux modes de réalisation différents, à savoir : - un premier mode de réalisation représenté sur la figure 3, qui met en oeuvre une détermination indirecte du moment de charnière aérodynamique ma ; et - un second mode de réalisation représenté sur la figure 4, qui réalise et utilise une mesure directe du moment de charnière aérodynamique ma . Dans le premier mode de réalisation préféré, représenté sur la figure 3, lo l'unité de génération de données 2 comprend : - un élément de mesure (ou capteur) 24 pour mesurer au moins une différence de pression entre les chambres hydrauliques 15 et 16 (figure 2) d'au moins un actionneur 12 destiné à générer le braquage de la surface de commande 3; et 15 - un élément de calcul 25 configuré pour calculer le moment de charnière aérodynamique, à l'aide au moins de cette différence de pression (reçue via une liaison 26). Ce premier mode de réalisation exploite une détermination indirecte du moment de charnière aérodynamique ma , en utilisant des systèmes 20 existant déjà sur l'aéronef (c'est-à-dire en utilisant au moins un capteur (élément de mesure 24) non dédié pour estimer le moment de charnière aérodynamique Ma ). Pour chaque surface de commande 3, les pressions différentielles mesurées entre les deux chambres hydrauliques 15 et 16 du ou des 25 actionneurs 12 générant le braquage de la surface de commande 3, sont en lien direct avec les forces aérodynamiques générées par les actionneurs hydrauliques 12 par l'équation physique suivante : p =Min+Ma +E(APS7); + Ff/ 1=1 dans laquelle : - n représente le nombre d'actionneurs 12 agissant sur la surface de commande 3; - (APS1)1 représente le moment induit par le i-ème actionneur ; - AP représente la pression différentielle au sein du i-ème actionneur ; - S représente la surface de la tige 13 de l'actionneur 12; - / représente le bras de levier de l'actionneur 12, comme représenté sur la figure 2; - Mn représente le moment dû aux propriétés de masse de la surface de commande 3; - F 1 représente le moment dû au frottement ; - ,I3p représente l'inertie de la surface de commande 3; et - .31, est l'angle de braquage de la surface de commande 3, comme également représenté sur la figure 2. En particulier, le moment Mn dû aux propriétés de masse de la surface de commande 3, vérifie l'équation suivante : M = (nz cos 8p + n sin 8p )d3p nlâp go dans laquelle : - nx et nz sont les facteurs de charge selon des axes x et z, qui sont orthogonaux à l'axe d'articulation ; - Clâp indique le bras du centre de gravité de la surface de commande 3, comme représenté sur la figure 2; - 1118p représente la masse de la surface de commande 3; et - go représente l'accélération de la pesanteur. On obtient le moment aérodynamique Ma suivant : 1 -27/3.N2r7sp Ch (/, ...) Cette expression est utilisée par l'élément de calcul 8 pour extraire le nombre de Mach M. Ce premier mode de réalisation permet d'estimer la vitesse (nombre de Mach m et/ou vitesse conventionnelle CAS) de l'aéronef, en utilisant des informations de moyens (élément de mesure 24 notamment) déjà présents sur l'aéronef, et permet donc d'estimer la vitesse de l'aéronef sans capteur supplémentaire, c'est-à-dire sans coût supplémentaire, ni masse supplémentaire. Par ailleurs, dans un second mode de réalisation représenté sur la figure 4, l'unité de génération de données 2 comprend au moins un élément de mesure 27, apte à mesurer directement le moment de charnière aérodynamique ma sur la surface de commande 3. Ce second mode de réalisation prend donc en compte une mesure directe du moment de charnière aérodynamique, par exemple en utilisant un ou plusieurs capteurs (ou élément de mesure 27) dédiés. Dans tous les modes de réalisation, l'unité centrale 5 extrait le nombre de Mach M de l'équation suivante : Ma = 1 7P2,M Vâp C h Ac p p,q,r,conf ,...) dans laquelle, en plus des paramètres précités : - aAc est l'angle d'incidence de l'aéronef ; - 13,4c, est l'angle de dérapage de l'aéronef ; - conf représente la configuration aérodynamique de l'aéronef, dépendant de façon usuelle de la position des dispositifs hypersustentateurs (dispositifs de bord d'attaque ou de bord de fuite, encore appelés becs et volets) ; et - p, q, et r sont les vitesses angulaires de l'aéronef, respectivement en roulis, tangage et lacet. Ces derniers paramètres sont reçus de l'unité 4. On précise, ci-après, les calculs mis en oeuvre par l'unité centrale 5 pour calculer le nombre de Mach. Ces calculs peuvent être réalisés selon différentes variantes de calcul. On précise tout d'abord des calculs mis en oeuvre pour le premier mode de réalisation de la figure 3 (relatif à une détermination indirecte du moment de charnière aérodynamique), en utilisant un modèle de système actionneur/surface. On appelle fonction de sortie la relation mathématique qui lie le nombre de Mach aux mesures disponibles. De façon générale, on peut regrouper les variantes de calcul (mises en oeuvre par l'unité centrale 5) en deux catégories, basées sur le type de fonction de sortie utilisée : - une première catégorie contient des fonctions de sortie inversibles qui autorisent une inversion de modèle ; et - une seconde catégorie contient des fonctions de sortie non inversibles qui n'autorisent pas une inversion de modèle. La seconde catégorie est préférée, en raison de la complexité de la relation qui lie le nombre de Mach et les moments aérodynamiques, qui illustrent les fonctions de sortie disponibles. Ceci est dû en partie à la structure non linéaire du modèle Ch. Dans un mode de réalisation préféré, pour augmenter la précision de l'estimation, l'unité 4 détermine les paramètres supplémentaires suivants, qui sont ensuite utilisés par l'unité centrale 5 pour calculer le nombre de Mach : - les angles aérodynamiques aAc et 13,4c, de l'aéronef ; - l'angle de déflexion 5p des surfaces de commande 3; - les facteurs de charge nx et nz des surfaces de commande 3; - la configuration aérodynamique conf de l'aéronef (représentative de la position des becs et des volets de l'aéronef) ; et - les vitesses angulaires p, q, et r de l'aéronef, en roulis, tangage et lacet. Le modèle utilisé pour estimer le nombre de Mach est représenté par le système d'espace d'états, très général, suivant : [JP5 Oàp [ 5.p M an (nx, nz ,5 p)+M a(Ps,M AC , PAC, 31,,conf)+E(APSI), i=1 Le terme cop est la dérivée de premier ordre de 5p et représente la vitesse angulaire de la surface de commande 3. Le terme Jâp est le moment d'inertie de la surface de commande 3. De façon générale, on prévoit la procédure suivante : a) modéliser le nombre de Mach comme un système dynamique exogène, c'est-à-dire définir Vf =f(t). Le terme f (t) représente une fonction de temps inconnue, mais limitée par des valeurs réelles ; b) ajouter le nombre de Mach comme une variable d'état supplémentaire, à savoir : f (t) ni ,,)+M Ac, PAc, P g, r ,5 , conf ) + (APs7), 1=1 op 1 6, J5p Yâp =5p -1T c) concevoir un observateur d'estimation pour l'état x =[M,c,op,Sp] 5p peut être calculé à partir de la connaissance de la position R p de la tige 13 de l'actionneur 12 et d'un modèle de chaîne cinématique. Le besoin d'un algorithme simple, avec une charge de calcul raisonnable, a conduit à formuler une solution approximée pour les phases de vol statiques. Dans ces phases de vol de l'aéronef, on prévoit une version statique : f (t) y = M, 7-"1 »L? Ë=1. On considère que, sur l'aéronef, le nombre de systèmes actionneur/surface est égal à n, et on sélectionne k de ces systèmes avec k n. L'algorithme suivant exploite les systèmes sélectionnés : diag(m1(), .,mk(Û))V ail dt Iam am I 3M ivi=ü - sign(Yi hi(M)) où V= _sign(yk - hk(Û)) et h, C".1 Cl CM) H CW) = = [ = Yk h k C-r) f CI) f- (fi) OÙ n avec je {1,...,n} représente le nombre d'actionneurs 12 installés sur la j-ième surface de commande 3. Même si les paramètres nij avec If peuvent être déterminés de différentes manières, la relation suivante garantit un taux de convergence d'estimée de Mach fixe : m = K max( avec K>1 Par conséquent, uniquement un seul paramètre doit être déterminé, à savoir K. Cet algorithme (mis en oeuvre par l'élément de calcul 8) peut être appliqué à un seul actionneur 12 ou à une pluralité d'actionneurs 12, et ceci jusqu'à tous les En j actionneurs 12 qui sont présents. L'algorithme est appelé observateur à mode glissant à moindres carrés LS-SM ("« Least Squares - Sliding Mode » observer" en anglais). La structure de l'algorithme dans le cas d'un seul système actionneur/surface, à savoir k =1, est : ( ah = K max (M) sign (111) sign( yi -hi (Û)) dt am Plus précisément, pour mettre en oeuvre le calcul, l'élément de calcul 8 de l'unité centrale 5 comprend, comme représenté sur la figure 3: - un élément de calcul 29 comprenant l'observateur tel que décrit ci-dessus, qui reçoit des données de l'unité 4 via la liaison 7 et d'un élément de calcul 30 (qui calcule une différence de données reçues) via une liaison 31, cet élément de calcul 29 estime le nombre de Mach qu'il transmet via la liaison 10; et nj - l'élément de calcul 30 qui reçoit les paramètres E(APS1) de l'unité 2 et les paramètres 111(1Û) de l'élément de calcul 29 (via une liaison 32). Les calculateurs de vol de l'aéronef travaillent en temps discret. L'algorithme doit donc être rendu discret pour pouvoir être mis en oeuvre par l'unité centrale 5 implantée dans un calculateur de l'aéronef. Avec Ts le temps d'échantillonnage et r un indice représentant un instant d'échantillonnage, l'algorithme générique, dans sa forme temporelle discrète, pour k actionneurs 12, est le suivant : (r +1) = (r)+ TsK max MI sign ahi (A (r)) j=1 sign (y JO- 111 (M (r))) OM A titre d'illustration, l'estimateur peut être appliqué à un système « actionneur/surface » horizontal, durant un vol dit statique, pour lequel : - les taux angulaires sont négligeables ; - les facteurs de charge sont constants ; - le braquage de la surface de commande est constant ; - de faibles variations angulaires aérodynamiques n'impliquent pas de modification importante du moment de charnière aérodynamique ; et - la configuration aérodynamique est fixe et connue. Dans ces conditions de vol, le moment de charnière aérodynamique est une fonction du nombre de Mach (simple variable indépendante). Les seules informations strictement nécessaires sont alors : - le moment de charnière aérodynamique ma ; - la pression statique externe Ps ; et - le modèle de coefficient de moment de charnière Ch. La méthode de calcul utilisée par le second mode de réalisation (mesure directe des moments de charnière aérodynamiques) de la figure 4 est similaire à celle décrite ci-dessus pour le premier mode de réalisation de la figure 3. Le mode de réalisation de la figure 4 est similaire à celui de la figure 3. Toutefois, l'unité 2 transmet via la liaison 6 des paramètres Mai à l'élément de calcul 30. Si le nombre de systèmes de « surface » est n et que l'on sélectionne k de ces systèmes, avec 1 1 En conclusion, uniquement un seul paramètre doit être déterminé, à savoir K. Cet algorithme (mis en oeuvre par l'élément de calcul 8) peut être appliqué à une seule surface 3 ou à une pluralité de surfaces 3, et ceci jusqu'à toutes les En j surfaces 3 qui sont présentes. Les calculateurs de vol de l'aéronef travaillant en temps discret, cet algorithme doit donc être rendu discret pour pouvoir être mis en oeuvre par l'unité centrale 5 implantée dans un calculateur de l'aéronef. Avec Ts le temps d'échantillonnage et r un indice représentant un instant dt OM - diag(mlffl),...,mk(Û))V d'échantillonnage, l'algorithme générique, dans sa forme temporelle discrète, pour k actionneurs, est le suivant : 1 1 (r +1) ahi (M (r)) (y (r) -h (1 1 (r))) j am En plus de l'algorithme LS-SM, deux catégories de solutions : - celles qui exploitent une inversion de modèle ; et - celles qui n'exploitent pas une inversion de modèle, peuvent également être appliquées aux deux modes de réalisation (figures 3 et 4). On présente ci-après trois modes de calcul différents. Selon un premier mode de calcul (à moindres carrés), si M2Ch(M,...) est une fonction facilement inversible du nombre de Mach, il est possible d'inverser la relation et d'estimer algébriquement le nombre de Mach. A titre d'exemple, pour des nombres de Mach faibles, le coefficient de moment de charnière n'est pas dépendant du Mach, on peut donc utiliser la relation suivante : y = E(Apsy)i, _min, =Mai =M2 -1713sCh avec j 2 ' En considérant k surfaces, on aboutit à un algorithme classique de « Least Squares » (moindres carrés) : 11')12 (HT H)-1 HT y OÙ H =-1 7Ps 2 n1 (Aps7),1 Min et y = Chi Chk Ma, nk _ Par ailleurs, selon un deuxième mode de calcul qui est applicable aux deux modes de réalisation (figures 3 et 4), l'estimateur d'état a une structure plus simple que celle de l'estimateur LS-SM précité. D'autre part, la convergence est uniquement asymptotique, et ainsi le temps de convergence est infini. La structure principale de l'algorithme correspond à la structure de l'estimateur LS-SM avec une seule différence dans le signal de retour V, qui est : yi -hi021) V _Yk Dans ce cas également, l'algorithme (mis en oeuvre par l'élément de calcul 8) peut être appliqué à un seul actionneur 12 ou à une pluralité d'actionneurs 12, et ceci jusqu'à tous les En j actionneurs 12 qui sont 1=1 présents. Cet algorithme est appelé observateur « Least Squares-Luenberger ». Par ailleurs, selon un troisième mode de calcul, l'estimateur exploite le concept de dynamiques rapide et lente. La dynamique des surfaces de commande 3 est plus rapide que celle de l'aéronef. Aussi, les valeurs 111,(XAC,PAC,nx,n,,P,q,r,conf peuvent être considérées comme constantes durant les mouvements rapides des surfaces de commande 3. Comme l'estimateur est strictement lié au système actionneur/surface, ce troisième mode de calcul est valable uniquement pour le premier mode de réalisation précité (figure 3). Le mode de réalisation de la figure 5 est apte à mettre en oeuvre ce troisième mode de calcul. Pour ce faire, l'élément de calcul 8 de l'unité centrale 5 comprend, par rapport à celui de la figure 3, de plus, un estimateur 33 qui est relié par l'intermédiaire d'une liaison 34 à la liaison 6 et par l'intermédiaire d'une liaison 35 à l'élément de calcul 29 et qui réalise une estimation de mode de glissement à ordre élevé. Chaque conception d'un estimateur commence par la définition du modèle orienté, c'est-à-dire du modèle dans lequel les entrées et les sorties ont été définies. AP est identifié comme l'entrée de temps variable simple. La sortie est la position 5p de la surface de commande 3 ou la position R p de la tige 13 de l'actionneur 12, liée à la position 5p par des équations cinématiques. Comme la fonction Ch(M,...) peut être non linéaire dans la variable M, un observateur d'état non linéaire constitue la meilleure approche pour résoudre le problème. Le besoin de garantir un temps de convergence fini, associé au besoin d'une procédure de conception d'estimateur simple, conduit à choisir un observateur d'état « de mode de glissement non linéaire ». Les équations suivantes définissent la structure de l'observateur : de dt ), a "i où is .§1,1T est le vecteur d'état estimé. / 5p 5p H= w = 1 r 1,2 h - iM, (n,'nz,5 p) + M (13, , M , ...)} n \j8P ini(is) 0 0 - W(is) O m2(î) 0 est une matrice de masses. O 0 m3(is)_ V = V2 {mi ()sign( -5 p)} eq. V' ) Im2(Z)sign(V2 - p)} eq W (3e)sign[V - H (C)] + AP(t)S1(5 p) Les termes {eq sont les signaux équivalents sur la surface de - « glissement ». Ils représentent la valeur moyenne de la surface de « glissement ». Par exemple, la première surface de « glissement » est d s =8 p(t)-$Sp=0 et = cop (t)- -op = cop(t)-ml (5e)si gn(VI 'p) , et pour rester sur dt la surface de « glissement », on doit avoir = O, ce qui implique que cop (t) = ml(5e)sign(VI-S p) . Ainsi, le terme équivalent est tml ()C)si gn(VI - p)} eq= p (t) . Une manière d'obtenir le signal équivalent est un filtre passe-bas : { û} + X{ u eq }eq tt Cette solution est facile à mettre en oeuvre, mais génère des retards de phase. C'est pourquoi, on utilise un estimateur à dérivée d'ordre élevé (estimateur 33) pour l'estimation des signaux : { ml(5c)sign(VI-o§p) }eq = 1112(î)sign(V2 -6)p) tg= Z2 En partant de la sortie disponible hp =8p , l'observateur suivant de mode de glissement d'ordre élevé estime ses deux premières dérivées wp et (ÔP. = vo = -xo lz 0-312/3 sign(zo- y)+ -V1 = - v011/2 sign(z1-v0)+ z2 = -22si gn(z 2 -v1) Finalement, la matrice W(Z) peut être obtenue en connaissant les limites des signaux 5.1)(0 (Op (t) et ((t). Pour garantir la stabilité de l'observateur, il est suffisant de vérifier les conditions suivantes : ff11(5'e)> rn2(5'e) > (i)p ni3 OC) > d L2h dt REVENDICATIONS1. Procédé pour estimer automatiquement au moins une vitesse d'un aéronef, lors d'un vol de l'aéronef, caractérisé en ce qu'il comprend des étapes consistant de façon automatique, sur l'aéronef : a) à déterminer au moins un moment de charnière aérodynamique d'au moins une surface de commande (3) de l'aéronef ; b) à déterminer une pluralité de données et au moins les données suivantes : - une pression statique externe à l'aéronef ; et - un modèle de coefficient de moment de charnière ; c) à calculer un nombre de Mach M représentant une première vitesse de l'aéronef, à l'aide de l'expression suivante : M =-17/3M2V3 Ch a 2 s P dans laquelle : - ma est le moment de charnière aérodynamique ; - y est un coefficient adiabatique de l'air ; - Ps est une pression statique externe ; - Vâp représente un volume de la surface de commande ; et - Ch est le modèle de coefficient de moment de charnière, dépendant du nombre de Mach M ; et d) à fournir la première vitesse ainsi calculée à au moins un système utilisateur. 2. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce que l'étape a) comprend des sous-étapes consistant : - à mesurer au moins une différence de pression entre deux chambres hydrauliques (15, 16) d'au moins un actionneur (12) destiné à générer le braquage de la surface de commande (3) ; et- à calculer ledit moment de charnière aérodynamique, à l'aide au moins de cette différence de pression. 3. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce que l'étape a) comprend une sous-étape consistant à mesurer directement le moment de charnière aérodynamique sur la surface de commande (3). 4. Procédé selon l'une des revendications 1 à 3, caractérisé en ce que l'étape c) utilise une inversion de modèle, pour le modèle du moment de charnière aérodynamique. 5. Procédé selon la revendication 4, caractérisé en ce que l'étape c) met en oeuvre une méthode des moindres carrés. 6. Procédé selon l'une des revendications 1 à 3, caractérisé en ce que l'étape c) utilise une fonction non inversible, pour le modèle du moment de charnière aérodynamique. 7. Procédé selon la revendication 6, caractérisé en ce que l'étape c) met en oeuvre l'une des méthodes suivantes : - une méthode utilisant un observateur dit de « Least-Squares SlidingMode » ; - une méthode utilisant un observateur dit de « Least-Squares Luenberger »; - une méthode utilisant un observateur dit de « High Order Sliding-Mode ». 8. Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que l'étape b) consiste à déterminer également au moins certaines des données suivantes qui sont utilisées à l'étape c) pour calculer le nombre de Mach : - au moins un angle aérodynamique de l'aéronef ; - un angle de déflexion de ladite au moins une surface de commande (3) ; - au moins un facteur de charge de la surface de commande (3) ; - la configuration aérodynamique de l'aéronef ; et - au moins une vitesse angulaire de l'aéronef. 9. Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes,caractérisé en ce que l'étape a) consiste à déterminer des moments de charnière aérodynamiques d'une pluralité de surfaces de commande (3) différentes de l'aéronef, et en ce que l'étape c) consiste à calculer le nombre de Mach à l'aide des moments de charnière aérodynamiques relatifs à cette pluralité de surfaces de commande (3). 10. Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce qu'il comprend une étape supplémentaire, postérieure à l'étape c) et consistant à calculer une vitesse conventionnelle représentant une seconde vitesse de l'aéronef, à partir du nombre de Mach calculé à l'étape c) et de données supplémentaires. 11. Dispositif pour estimer automatiquement au moins une vitesse d'un aéronef, lors d'un vol de l'aéronef, caractérisé en ce qu'il comporte : - une première unité de génération de données (2) configurée pour déterminer au moins un moment de charnière aérodynamique d'au moins une surface de commande (3) de l'aéronef ; - une seconde unité de génération de données (4) configurée pour déterminer une pluralité de données et au moins les données suivantes : - une pression statique externe à l'aéronef ; et - un modèle de coefficient de moment de charnière ; - une unité de calcul (5) configurée pour calculer un nombre de Mach M représentant une première vitesse de l'aéronef, à l'aide de l'expression suivante : M =-17/3M2V3 Ch a 2 s P dans laquelle : - Ma est le moment de charnière aérodynamique ; - y est un coefficient adiabatique de l'air ; - Ps est une pression statique externe ; - Vâp représente un volume de la surface de commande ; et- Ch est le modèle de coefficient de moment de charnière, dépendant du nombre de Mach M ; et - au moins une unité de transmission de données (10) configurée pour fournir la première vitesse à au moins un système utilisateur. 12. Dispositif selon la revendication 11, caractérisé en ce que ladite première unité de génération de données (2) comprend : - au moins un élément de mesure (24) configuré pour mesurer au moins une différence de pression entre les chambres hydrauliques (15,16) d'au moins un actionneur (12) destiné à générer le braquage de la surface de commande (3) ; et - un élément de calcul (25) configuré pour calculer ledit moment de charnière aérodynamique, à l'aide au moins de cette différence de pression. 13. Dispositif selon la revendication 11, caractérisé en ce que ladite première unité de génération de données (2) comprend au moins un élément de mesure (27) configuré pour mesurer directement le moment de charnière aérodynamique sur la surface de commande (3). 14. Aéronef, caractérisé en ce qu'il comporte un dispositif (1) tel que celui spécifié sous l'une quelconque des revendications 11 à 13.