Brevet FR3030760A1 — publié le 20160624

Procédé et système de détermination d'une vitesse angulaire en virage gour un aéronef à voilure tournante La présente invention est du domaine des systèmes de commande de vol des aéronefs à voilures tournantes et plus particulièrement de l'assistance à la réalisation d'un vol en virage. La présente invention concerne un procédé de détermination d'une vitesse angulaire en virage pour un aéronef à voilure tournante et plus particulièrement un procédé permettant la détermination d'une vitesse angulaire en virage coordonné par rapport au sol ou à l'air ainsi qu'en transition entre une coordination sol et une coordination air, tout en prenant en compte un fort vent latéral subi par l'aéronef. La présente invention concerne également un système de détermination d'une telle vitesse angulaire en virage pour un aéronef à voilure tournante. Les aéronefs à voilures tournantes sont des appareils volants qui se distinguent principalement des autres aéronefs motorisés par leur capacité à évoluer aussi bien en vol de croisière à vitesses élevées qu'en vol à basses vitesses ou en vol stationnaire. Une telle capacité est procurée par l'exploitation d'au moins un rotor principal à axe de rotation sensiblement vertical équipant l'aéronef. Ce rotor principal constitue une voilure tournante procurant la sustentation, voire aussi la propulsion de l'aéronef. Le comportement de l'aéronef à voilure tournante en vol peut être modifié à partir d'une variation du pas cyclique et/ou du pas collectif des pales de la voilure tournante. Une variation du pas cyclique des pales induit une modification du comportement de l'aéronef en assiette, et plus particulièrement en tangage et/ou en roulis. Une variation du pas collectif des pales induit une modification du comportement de l'aéronef en sustentation, pouvant générer des déplacements particulièrement suivant un axe sensiblement vertical, mais également suivant ses axes de tangage et de roulis selon l'assiette de l'aéronef. L'aéronef à voilure tournante est aussi manoeuvrable en 5 lacet sur lui-même, à partir de l'exploitation d'un dispositif anticouple en lacet. Par exemple, un tel dispositif anticouple est formé d'un rotor de queue à axe de rotation sensiblement horizontal situé à l'arrière de l'aéronef. Un tel rotor arrière comporte plusieurs pales dont généralement uniquement le pas 10 collectif est variable bien que le pas cyclique puisse également être variable. Un aéronef à voilure tournante comporte généralement un seul rotor principal et un rotor arrière anticouple. Cependant, un aéronef à voilure tournante peut également comporter deux rotors 15 principaux contrarotatifs, par exemple en tandem ou bien coaxiaux, aucun dispositif anticouple n'étant alors nécessaire. De plus, un hélicoptère hybride est un aéronef à voilure tournante comportant au moins un rotor principal, procurant principalement sa sustentation et à moindres mesures sa 20 propulsion, et au moins un moyen de propulsion spécifique tel qu'une hélice propulsive. Un tel hélicoptère hybride permet de couvrir de grandes distances et d'évoluer avec une vitesse d'avancement élevée. Le dispositif anticouple de cet hélicoptère hybride peut être formé par l'une au moins des hélices propulsives. 25 Une telle hélice propulsive comporte plusieurs pales dont généralement uniquement le pas collectif est variable. En outre, un aéronef à voilure tournante peut comporter des éléments aérodynamiques tels que des empennages, voire des ailes dans le cas des hélicoptères hybrides notamment. Ces 30 éléments aérodynamiques peuvent comporter des parties mobiles et participent à la manoeuvrabilité de l'aéronef et notamment lors de vol de croisière à des vitesses d'avancement élevées. Une variation du comportement en vol de l'aéronef à voilure tournante peut alors être réalisée à partir d'une modification de 5 différents paramètres de vol de l'aéronef. Ces différents paramètres de vol concernent notamment les valeurs de pas cyclique et/ou collectif des rotors principaux ainsi que la valeur de pas collectif du rotor anticouple et/ou des moyens de propulsion et les éventuels éléments aérodynamiques. Une telle modification de 10 ces paramètres de vol est susceptible d'être réalisée selon divers modes de commande. Selon un mode manuel de commande, le pilote de l'aéronef à voilure tournante dispose de leviers de commande entraînés manuellement par ce pilote de l'aéronef pour opérer une variation 15 de ces paramètres de vol et notamment des pas cyclique et/ou collectif des pales des différents rotors par l'intermédiaire de chaînes cinématiques de commande manuelle. La notion de manuelle est à considérer en opposition à la notion d'automatique, sans préjuger du moyen utilisé par l'homme pour manoeuvrer 20 l'aéronef, palonnier, manette ou manche notamment. Suivant une forme de réalisation d'un mode manuel de commande, les leviers de commande sont en prise sur des chaînes respectives à transmission mécanique distante d'efforts, permettant au pilote de l'aéronef à voilure tournante de manoeuvrer 25 mécaniquement les pales à partir des leviers de commande, soit directement, soit par l'intermédiaire de servocommandes. Suivant une autre forme de réalisation d'un mode manuel de commande, un entraînement d'un levier de commande par le pilote est générateur de signaux électriques d'activation d'au moins une 30 servocommande de manoeuvre des pales. Selon un mode automatisé de commande, un pilote automatique est générateur d'ordres de commande de ces paramètres de vol et notamment d'une variation du pas des pales des différents rotors par l'intermédiaire de chaînes cinématiques de commande automatisée. Lorsque le pilote automatique est activé, les ordres de commande se substituent aux ordres de commande générés par le pilote directement à partir des leviers de commande pour activer les servocommandes. Le pilote automatique permet de maintenir une progression stable de l'aéronef à voilure tournante selon des consignes de vol préalablement mémorisées. Un état effectif de progression de l'aéronef est évalué par le pilote automatique à un instant donné au regard de diverses informations fournies par l'instrumentation de bord de l'aéronef. A partir d'une différence détectée par le pilote automatique entre les consignes de vol et l'état effectif de progression de l'aéronef, le pilote automatique intervient sur le comportement en vol de l'aéronef à voilure tournante par l'intermédiaire d'un ou plusieurs paramètres de vol pour rétablir son état effectif de progression conformément aux consignes de vol. L'activation du pilote automatique est commandée par le pilote de l'aéronef à voilure tournante à partir d'un ou de plusieurs boutons de commande spécifiques. Selon un mode de stabilisation mis en oeuvre par le pilote automatique, une consigne initiale de tenue d'assiette de l'aéronef à voilure tournante est par exemple définie au regard de l'état de progression de l'aéronef évalué à partir de l'activation du pilote automatique. Le mode de stabilisation procure une stabilisation de l'aéronef par correction d'assiette de l'aéronef au moyen du pilote automatique par rapport à la consigne initiale. Selon un mode particulier de pilotage par transparence, le pilote peut éventuellement intervenir temporairement sur le comportement de l'aéronef par l'intermédiaire des leviers de commande, en surpassant les ordres de commande générés par le pilote automatique. Les consignes initiales de vol sont figées, une éventuelle intervention temporaire du pilote sur le comportement de l'aéronef n'induisant pas de modification des consignes initiales de vol. Il est par ailleurs connu de corriger une consigne de vol telle une consigne de tenue d'assiette en fonction de l'état de progression effective de l'aéronef à voilure tournante à l'issue d'une action du pilote sur les leviers de commande. Il est encore connu de permettre au pilote de l'aéronef de corriger une consigne de tenue d'assiette en faisant varier la valeur de cette consigne par incrémentation, par l'intermédiaire d'un ou plusieurs organes de commande dédiés. Par exemple, deux organes de commande désignés généralement par le terme anglais « beep » sont utilisés. Par exemple, de tels organes de commande peuvent être positionnés respectivement sur un levier de commande de pas collectif généralement appelé « manche » et un levier de commande de pas cyclique. Le document FR1347243 décrit un dispositif de pilotage par transparence permettant une action du pilote avec soit un retour aux consignes initiales de vol après arrêt de l'action du pilote et soit un enregistrement de nouvelles consignes de vol prenant en compte cette action du pilote. On connait également le document FR2991664 qui décrit un système automatisé d'assistance au pilotage permettant de tenir un paramètre de vol sur un axe de progression de l'aéronef tout en prenant en compte l'action du pilote de l'aéronef sur au moins un autre axe par l'intermédiaire de leviers de commande de vol lors du fonctionnement du pilote automatique de l'aéronef. Différents modes de guidage sont susceptibles d'être sélectionnés par le pilote privilégiant par exemple une tenue en vitesse verticale ou d'avancement ou bien une tenue de cap, d'incidence ou de pente. De plus, le document US5001646 décrit un système de commande automatisé permettant au pilote d'agir sur la progression de l'aéronef par l'intermédiaire d'un organe de commande muni de quatre axes. Le pilote peut alors commander les accélérations longitudinale, latérale et verticale de l'aéronef ainsi que sa vitesse angulaire en lacet tout en conservant d'une part, à basse vitesse d'avancement, une vitesse par rapport au sol indépendamment du cap suivi et d'autre part, à grande vitesse d'avancement, un virage coordonné et une pente. La stabilisation de l'aéronef à voilure tournante est procurée à partir de modes de base, selon lesquels le pilote automatique est par exemple générateur d'une augmentation de stabilité par amortissement des mouvements angulaires de l'aéronef, ou encore de tenue d'assiettes ou de cap. Les modes de base procurent un confort de pilotage pour le pilote de l'aéronef à voilure tournante, mais ne corrigent pas d'éventuels écarts par rapport à la vitesse ou la position de l'aéronef désirées par le pilote. Il a donc été proposé d'associer aux modes de base des modes supérieurs de fonctionnement pour annuler d'éventuels écarts de position, de vitesse et/ou d'accélération de l'aéronef par rapport aux valeurs désirées par le pilote. Ces valeurs désirées sont entrées sous forme de consignes de vol que les modes supérieurs du pilote automatique utilisent pour amener et maintenir l'aéronef sur la position, la vitesse et/ou l'accélération désirées. L'opération de stabilisation de l'aéronef procurée par les modes de base est effectuée rapidement par le pilote automatique, tandis que l'opération de rétablissement de la position, de la vitesse et/ou de l'accélération de l'aéronef à voilure tournante est ensuite effectuée plus lentement par les modes supérieurs. On connait par exemple le document W095/34029 qui décrit un système de commande de vol d'un aéronef permettant de stabiliser les vitesses de l'aéronef en contrôlant les commandes selon les axes de lacet, roulis et tangage ainsi que la portance tout en conservant un cap constant. Le pilote automatique est encore susceptible de procurer des fonctions avancées d'assistance au guidage de l'aéronef à voilure tournante. Les potentialités offertes par les modes supérieurs sont accessoirement exploitées pour procurer une telle assistance. Les modalités d'exécution des fonctions avancées relèvent de fonctionnalités prédéfinies du pilote automatique, au regard d'une trajectoire de consigne que doit suivre l'aéronef. De fait, le fonctionnement de tels modes supérieurs de pilotage automatique est conçu pour des opérations IFR désignant en langue anglaise « Instruments Flight Rules », c'est-à-dire pour un pilotage pouvant être effectué uniquement à l'aide des instruments de vol et pouvant alors être réalisé avec une vision extérieure de l'aéronef dégradée, voire aucune vision extérieure. Par opposition, un pilotage à vue est réalisé selon des opérations VER désignant en langue anglaise « Visual Flight Rules ». L'expression en langue anglaise « pilotage eyes-out » est également utilisée et signifie que le pilote effectue un pilotage de l'aéronef en regardant à l'extérieur de l'aéronef et non uniquement à l'aide des instruments et assistance de vol. La trajectoire de consigne est par exemple exploitée au regard d'une mission de vol préalablement déterminée par le pilote de l'aéronef à voilure tournante ou bien en phase d'approche d'un site connu et repéré. Un tel site est notamment équipé de moyens procurant une interactivité entre le site et le pilote automatique, tels que des balises de radionavigation. En l'absence de tels équipements interactifs, le repérage du site est effectué par le pilote de l'aéronef en mode manuel, puis, le pilote de l'aéronef active la fonction avancée souhaitée. Les modalités de fonctionnement du pilote automatique permettent une assistance automatisée du pilotage en correction d'assiette de l'aéronef à voilure tournante en phase de vol de croisière, à vitesses d'avancement élevées et à une position de l'aéronef éloignée du sol. En phase de vol de croisière, l'environnement de l'aéronef est normalement dégagé et le pilote de l'aéronef est dispensé d'une intervention soutenue sur la manoeuvre de l'aéronef. Une telle dispense d'intervention soutenue est aussi susceptible d'être procurée à proximité du sol en environnement connu par la mise en oeuvre d'une fonction avancée du pilote automatique, tel que pour une phase d'approche d'une piste d'atterrissage connue et/ou équipée de moyens de repérage de son environnement. De même, lors d'une phase d'approche d'un site d'intervention, y compris à basses vitesses, parfaitement connu, identifié et repéré par le pilote automatique, l'activation d'une fonction avancée est rendue possible pour guider l'aéronef à voilure tournante suivant la trajectoire de consigne correspondante. En outre, le pilote automatique commande, comme un homme pilotant l'aéronef, traditionnellement les vitesses longitudinale, latérale et verticale de l'aéronef respectivement par le pas cyclique longitudinal, le pas cyclique latéral et le pas collectif du rotor principal, le pas collectif d'un rotor anticouple pilotant l'orientation de l'aéronef autour de son axe de lacet. Ces vitesses longitudinale, latérale et verticale sont définies dans un repère lié à l'aéronef dont les axes sont formés par les directions longitudinale, latérale et verticale de l'aéronef. Par ailleurs, un pilote automatique peut également permettre à l'aéronef de réaliser des virages coordonnés. Un virage coordonné est un virage réalisé sans dérive de l'aéronef vis-à-vis de la trajectoire du virage par rapport au sol, il s'agit alors d'une coordination sol, ou bien sans facteur de charge latéral, il s'agit alors d'une coordination air. Dans le cas d'une coordination sol, un virage est coordonné par rapport au sol. L'aéronef n'a pas de dérive vis-à-vis du sol, permet ainsi de suivre avec précision une trajectoire au sol. Un tel virage coordonné par rapport au sol est utilisé de préférence à faible vitesse et basse altitude afin de se déplacer en sécurité à proximité du relief ou de bâtiments, le nez de l'aéronef restant généralement aligné sur la trajectoire au sol. Dans le cas d'une coordination air, un virage est coordonné par rapport à l'air. L'aéronef n'a pas de dérive vis-à-vis de l'air et privilégiant ainsi le confort des occupants et minimisant le dérapage de l'aéronef. Un tel virage coordonné par rapport à l'air est utilisé de préférence en vol de croisière, c'est-à-dire à haute vitesse et haute altitude et loin de tout obstacle. On connait le document US5213283 qui décrit un système de commande permettant de réaliser un virage coordonné. Ce système de commande fournit automatiquement une commande de pilotage en lacet en réponse à une commande de pilotage en roulis du pilote de l'aéronef lors de la réalisation d'un tel virage coordonné, la charge du pilote étant ainsi réduite. En outre, le document W02012/134447 décrit un système de commande de vol d'un aéronef permettant de réaliser un virage coordonné dans l'ensemble du domaine de vol, en minimisant la charge de travail du pilote. Ce système de commande utilise à 5 haute vitesse d'une part des changements d'inclinaison de l'aéronef pour piloter le cap ainsi qu'une accélération latérale et d'autre part la vitesse par rapport à l'air de l'aéronef pour piloter le cap, réalisant un virage coordonné par rapport à l'air. A basse vitesse, le système de commande utilise l'angle de dérapage de 10 l'aéronef pour maintenir le cap aligné sur la trajectoire de l'aéronef, réalisant ainsi un virage coordonné par rapport au sol. Dans une zone de transition entre ces deux domaines de vol, l'angle de dérapage de l'aéronef et son accélération latérale sont utilisés pour maintenir l'aéronef en virage coordonné. 15 Par ailleurs, les aéronefs à voilures tournantes sont des aéronefs motorisés prévus pour pouvoir évoluer dans des conditions variées et parfois difficiles, tant au niveau des conditions atmosphériques, telles que la présence d'un vent violent et de conditions de visibilité variables, qu'au niveau des conditions 20 de vol, telles qu'à basses vitesses ou en vol stationnaire, ou encore de l'environnement, tel que proches d'un quelconque sol inconnu ou mal connu. Dans des conditions de vol difficiles, des facteurs inattendus sont susceptibles de devoir être pris en compte par le pilote de 25 l'aéronef à voilure tournante. L'exploitation par le pilote de l'aéronef d'une assistance automatisée à la manoeuvre de l'aéronef dans de telles conditions de vol difficiles est donc délicate, voire impossible. Par exemple lorsque l'aéronef est proche du sol, une éventuelle modification de son comportement doit être rapidement 30 opérée. Les modalités de fonctionnement du pilote automatique ne permettent que difficilement une modification rapide d'une trajectoire à suivre par l'aéronef au moyen de l'exploitation d'une fonction avancée mettant en oeuvre les modes supérieurs de fonctionnement du pilote automatique. De fait, lors de telles conditions de vol difficiles, l'utilisation 5 d'un pilotage IFR peut être dangereuse et un pilotage à vue est à privilégier, le pilote pouvant cependant utiliser certains instruments et/ou assistance de l'aéronef. On parle notamment de conditions de vol à vue en conditions VMC correspondant à l'acronyme désignant en langue anglaise « Visual Meteorological Conditions » 10 ou en conditions de visibilité dégradée DVE correspondant à l'acronyme désignant en langue anglaise « Degraded Visual Environment ». Le pilote peut alors avoir besoin d'ajuster fréquemment la vitesse et/ou la trajectoire de l'aéronef afin d'éviter d'éventuels obstacles et de se rapprocher de ses objectifs, par 15 exemple en cas de fort vent latéral. Le document FR2777535 décrit un système de commande de vol d'un aéronef permettant notamment de contrôler la vitesse latérale par rapport au sol en gardant un cap constant afin de compenser par exemple un fort vent latéral. Ce système de 20 commande permet également de maintenir la direction de la vitesse de l'aéronef, et donc sa trajectoire, constante lors d'une modification de son cap et/ou de sa vitesse longitudinale. Par ailleurs, on connait le document W02012/134460 qui décrit un système de commande de vol d'un aéronef permettant de 25 conserver une trajectoire constante par rapport au sol lors d'une rotation de cap à basse vitesse. Le système de commande agit sur les commandes en tangage et roulis afin de maintenir cette trajectoire, le pilote pouvant engager une rotation de l'aéronef à tout moment par l'intermédiaire de ces commandes. De même, le document W02012/096668 décrit un système de commande de vol d'un aéronef permettant de contrôler la vitesse verticale de l'aéronef, sa pente par rapport au sol et/ou une hauteur par rapport au sol selon sa vitesse d'avancement. En-5 dessous d'un seuil de vitesse d'avancement prédéterminé, correspondant à une situation de vol proche d'un vol stationnaire, le système de commande de vol permet de tenir une hauteur par rapport au sol. Au-dessus de ce seuil de vitesse d'avancement prédéterminé, le système de commande de vol permet alors de 10 tenir une vitesse verticale de l'aéronef ou bien une pente par rapport au sol. De plus, le document FR2814433 décrit un dispositif de commande de vol d'un aéronef dont une action sur un organe de commande peut avoir différents effets suivant la vitesse de 15 translation de l'aéronef. Ainsi, si cette vitesse de translation de l'aéronef est inférieure ou égale à un seuil prédéterminé, une action sur cet organe de commande agit directement sur cette vitesse de translation. Par contre, si cette vitesse de translation de l'aéronef est supérieure à ce seuil prédéterminé, une action sur cet 20 organe de commande agit par exemple, sur l'accélération en translation de l'aéronef ou bien sur sa vitesse angulaire. Enfin, le document W02013/012408 décrit un système de commande de vol d'un aéronef permettant de réaliser de façon automatique des mises en vol stationnaire de l'aéronef à partir d'un 25 vol d'avancement ainsi qu'une tenue en position en vol stationnaire. La présente invention a alors pour objet un procédé de détermination d'une vitesse angulaire en virage pour un aéronef à voilure tournante ainsi qu'un système de détermination d'une telle 30 vitesse angulaire en virage permettant de réaliser un virage coordonné par rapport au sol ou à l'air ainsi que dans une zone de transition entre une coordination sol et une coordination air tout en s'affranchissant des limitations mentionnées ci-dessus. Selon l'invention, un procédé de détermination d'une vitesse angulaire en virage pour un aéronef à voilure tournante est destiné 5 à un aéronef à voilure tournante comportant au moins un moyen de commande et un pilote automatique générateur d'ordres de commande selon des modes prédéfinis de fonctionnement et selon des consignes de vol. Ces moyens de commande sont par exemple des leviers ou manches de commande et un palonnier, ou encore 10 des organes de commande tels que des « beeps ». L'aéronef est caractérisé par trois directions privilégiées, une direction longitudinale X s'étendant de l'avant de l'aéronef vers l'arrière de l'aéronef, une direction d'élévation Z s'étendant de bas en haut perpendiculairement à la direction longitudinale X et une 15 direction transversale Y s'étendant de droite à gauche perpendiculairement aux directions longitudinale X et d'élévation Z. La direction longitudinale X est l'axe de roulis de l'aéronef, la direction transversale Y est son axe de tangage et la direction d'élévation Z est son axe de lacet. 20 L'aéronef comporte au moins une voilure tournante, munie de plusieurs pales principales dont le pas collectif et le pas cyclique sont variables autour d'un axe de pas, permettant à l'aéronef d'effectuer des mouvements de rotation autour de ces directions X,Y,Z et de translation selon les directions X,Y,Z. Les ordres de 25 commande du pilote automatique peuvent provoquer ces mouvements de l'aéronef en rotation et/ou en translation par rapport aux directions X,Y,Z. L'aéronef évolue généralement selon une trajectoire noi déterminée par rapport au sol dans le but d'atteindre un objectif au 30 sol tel qu'un terrain d'atterrissage. On considère que l'aéronef évolue selon une trajectoire T'/ lorsque son centre de gravité suit cette trajectoire T501. De fait, cette trajectoire T501 est définie dans un repère géographique terrestre, c'est-à-dire fixe par rapport au globe terrestre, dans lequel l'aéronef est mobile. Ce repère géographique terrestre est par exemple formé à partir des points cardinaux, par exemple par les directions du nord et de l'ouest ainsi que par une direction verticale telle que celle de la gravité terrestre. Un aéronef vole selon cette trajectoire no/ avec une vitesse d'avancement Va. La vitesse d'avancement Va de l'aéronef est sa vitesse selon la direction de cette trajectoire T'/ et peut être la vitesse d'avancement de l'aéronef par rapport au sol Vasoi ou bien la vitesse d'avancement de l'aéronef par rapport à l'air Vaair. La vitesse d'avancement de l'aéronef par rapport au sol Vasoi est utilisée généralement comme vitesse d'avancement Va lors des vols à basses altitudes, c'est-à-dire l'aéronef étant proche d'obstacles tels que le relief et les bâtiments. La vitesse d'avancement de l'aéronef par rapport à l'air Vaair est quant à elle utilisée comme vitesse d'avancement Va essentiellement lors des vols de croisière à hautes altitudes, c'est-à-dire l'aéronef étant éloigné de tout obstacle. Un vol de croisière d'un aéronef selon cette trajectoire no/ est généralement caractérisé par la vitesse d'avancement Va, un angle de route sol TK'/ pris par rapport à la direction du nord, dans un plan horizontal de ce repère géographique terrestre, une pente P donnant l'inclinaison de l'aéronef par rapport à ce plan horizontal de ce repère géographique terrestre et un cap Ù. Le cap (A de l'aéronef est l'angle formé par la projection dans le plan horizontal du repère terrestre de la direction longitudinale X de l'aéronef et la direction du nord. Ainsi, lorsque le cap ifr et l'angle de route sol TK,,,/ sont égaux, le nez de l'aéronef pointe sur la trajectoire T01. De la sorte, la direction longitudinale X est alors alignée sur cette trajectoire no/. Dans le cas contraire, le nez de l'aéronef ne se trouve pas sur cette trajectoire Ts01 et cette trajectoire T'/ ne se trouve alors pas alignée sur la direction longitudinale X, un aéronef à voilure tournante ayant la particularité de pouvoir avancer dans toutes les directions indépendamment de sa direction longitudinale X. Le procédé de détermination d'une vitesse angulaire en 10 virage pour un aéronef à voilure tournante est remarquable en ce que : - on détermine une vitesse longitudinale VLong à utiliser pour déterminer une valeur d'anticipation A d'une vitesse angulaire en lacet V) de l'aéronef à appliquer lors du virage telle que : 15 o la vitesse longitudinale VLong est égale à une vitesse d'avancement longitudinale de l'aéronef par rapport au sol (Vasot)Long telle que VLong = (V asol) Long lorsque la vitesse d'avancement longitudinale de l'aéronef par rapport au sol (V a01) Long est strictement comprise dans un premier 20 intervalle /nt/ centré sur une vitesse d'avancement longitudinale de l'aéronef par rapport à l'air (Va 1 -air) Long et d'une largeur Duni, o la vitesse longitudinale VLong est égale à une première borne supérieure du premier intervalle Intl lorsque la 25 vitesse d'avancement longitudinale de l'aéronef par rapport au sol (Vasoi)Long est supérieure ou égale à la première borne supérieure, la première borne supérieure étant égale à la vitesse d'avancement longitudinale de l'aéronef par rapport à l'air (Vaa 1 à laquelle est --ir) Long 30 ajoutée une marge Offset égale à la moitié de la largeur D,,,t/ du premier intervalle Mil, telle que Offset= Dintl et 1/Lon- = y (V aair) Long + Dint, 2 0 la vitesse longitudinale 1/Lon9 est égale à une première borne inférieure du premier intervalle Intl lorsque la vitesse d'avancement longitudinale de l'aéronef par rapport au sol (Va'i)Long est inférieure ou égale à la première borne inférieure, la première borne inférieure étant égale à la vitesse d'avancement longitudinale de l'aéronef par rapport à l'air (17 a air)Long à laquelle est soustraite la marge Offset, 10ll / tee que Long = (Va 1 1 air Long Dif I -on détermine la valeur d'anticipation A de la vitesse angulaire GoY en lacet telle que A = Gy étant une accélération latérale vi,ng de l'aéronef commandée par un pilote de l'aéronef, - on détermine une vitesse latérale 1/Lat à utiliser pour 15 déterminer une valeur de correction B de la vitesse angulaire en lacet à appliquer lors du virage telle que : o la vitesse latérale 1/Lat est égale à une vitesse d'avancement latérale de l'aéronef par rapport au sol (17 aso() Lat telle que 1/Lat = (Va --sot)Lat lorsque la vitesse 20 d'avancement latérale de l'aéronef par rapport au sol (Vasot)Lat est strictement comprise dans un second intervalle Int2 borné d'une part par une seconde borne inférieure du second intervalle Int2 égale à un premier produit d'un premier coefficient multiplicateur Ki et d'un 25 facteur de charge latéral Ny de l'aéronef auquel est soustraite une marge inférieure Offsetu, et d'autre part par une seconde borne supérieure du second intervalle Int2 égale à ce premier produit du premier coefficient multiplicateur Ki et du facteur de charge latéral Ny auquel 30 est ajoutée une marge supérieure OffsetHi,5 o la vitesse latérale VLat est égale à la seconde borne supérieure du second intervalle Int2 lorsque la vitesse d'avancement latérale de l'aéronef par rapport au sol (7asol)Lat est supérieure ou égale à la seconde borne supérieure, telle que VLat = K1 x Ny + Of fsetHi, o la vitesse latérale VLat est égale à la seconde borne inférieure du second intervalle Int2 lorsque la vitesse d'avancement latérale de l'aéronef par rapport au sol (17 asol) Lat est inférieure ou égale à la seconde borne inférieure, telle que VLat = K1 x Ny - Of fsetLo, - on détermine la valeur de correction B de la vitesse angulaire en lacet ib, telle que B = K2 X VLat, K2 étant un second coefficient multiplicateur, et - on détermine ladite vitesse angulaire en lacet ib afin de poursuivre ladite trajectoire Tso/ selon ledit virage, telle que ib= A + B. On entend par vitesse d'avancement longitudinale de l'aéronef par rapport au sol ou bien à l'air une projection sur la direction longitudinale X de l'aéronef de la vitesse d'avancement de l'aéronef respectivement par rapport au sol ou bien à l'air. De même, on désigne par vitesse d'avancement latérale de l'aéronef par rapport au sol ou bien à l'air une projection sur la direction transversale Y de l'aéronef de la vitesse d'avancement de l'aéronef respectivement par rapport au sol ou bien à l'air. Un aéronef à voilure tournante comporte au moins une voilure tournante à axe de rotation sensiblement vertical, c'est-à-dire parallèle à la direction d'élévation Z, et peut être construit selon plusieurs architectures. L'aéronef comporte par exemple une seule voilure tournante formée par un rotor principal assurant la sustentation et la propulsion de l'aéronef ainsi qu'un rotor arrière anticouple à axe de rotation sensiblement horizontal, c'est-à-dire parallèle à la direction transversale Y. Ce rotor arrière anticouple permet également des manoeuvres autour de l'axe de lacet. Selon un autre exemple, l'aéronef comporte deux voilures tournantes formées par deux rotors principaux contrarotatifs qui sont en tandem ou bien coaxiaux. L'aéronef peut également comporter au moins une voilure tournante, tel un rotor principal, assurant principalement la sustentation de l'aéronef et une ou plusieurs hélices propulsives à axes de rotation sensiblement horizontaux, c'est-à-dire parallèles à la direction longitudinale X, assurant sa propulsion. Un tel aéronef constitue alors un hélicoptère hybride. Par ailleurs, un aéronef à voilure tournante peut comporter des éléments aérodynamiques tels que des empennages ou bien des ailes dans le cas des hélicoptères hybrides notamment. Ces éléments aérodynamiques peuvent comporter des parties mobiles afin de faciliter la manoeuvrabilité de l'aéronef en particulier lors d'un vol de croisière. Quelle que soit l'architecture de l'aéronef, le pilote de l'aéronef peut modifier le comportement en vol de l'aéronef en agissant sur un ou plusieurs moyens de commande. Par exemple, des leviers ou bien des manches provoquent une variation du pas cyclique et/ou du pas collectif des pales principales. Un palonnier provoque une variation du pas collectif des pales secondaires d'un rotor arrière alors qu'une manette peut provoquer une variation du pas collectif des pales secondaires d'au moins une hélice propulsive. De plus, le pilote de l'aéronef peut également provoquer un déplacement des parties mobiles des éléments aérodynamiques éventuellement présents sur l'aéronef afin de modifier le comportement en vol de l'aéronef. En outre, le pilote automatique peut également modifier le comportement en vol de l'aéronef, par l'intermédiaire des ordres de commandes qu'il fournit et selon les consignes de vol, en provoquant une variation du pas cyclique et/ou du pas collectif des pales principales, une variation du pas collectif des pales secondaires d'un rotor arrière ou bien d'au moins une hélice propulsive ainsi qu'un déplacement des parties mobiles des éléments aérodynamiques éventuellement présents. Au cours d'un vol, l'aéronef à voilure tournante est amené à 10 réaliser des virages qui sont traités différemment suivant les conditions de vol et l'environnement. Notamment, en vol de croisière réalisé à haute vitesse et à hauteur suffisante au-dessus du terrain, donc loin de tout obstacle, le confort des occupants est généralement privilégié. Pour 15 optimiser ce confort, il convient de minimiser le facteur de charge latéral de l'aéronef. Ce choix présente l'avantage de limiter la dérive vis-à-vis de l'air dans la plupart des cas de vol de croisière rapide. Dans les quelques cas de vol où l'annulation du facteur de charge latéral ne suffirait pas à limiter la dérive vis-à-vis de la 20 masse d'air, on peut avec profit chercher à aligner le facteur de charge latéral mesuré sur une valeur estimée de manière à limiter cette dérive vis-à-vis de l'air. C'est pourquoi on assimile ce choix d'un alignement du facteur de charge latéral sur une valeur nulle ou légèrement décalée de manière à limiter la dérive vis-à-vis de 25 l'air à une coordination de virage par rapport à la masse d'air, bien qu'en toute rigueur une telle coordination supposerait la mesure ou l'estimation précise de la vitesse d'avancement latérale de l'aéronef par rapport à l'air et son annulation. Faute de mesurer ou de pouvoir estimer précisément cette vitesse d'avancement latérale 30 de l'aéronef par rapport à l'air, on parle de coordination air pour désigner cet alignement du facteur de charge latéral sur une valeur nulle ou faiblement décalée de manière à limiter la dérive vis-à-vis de l'air. Selon ce principe, on peut choisir de coordonner les virages par rapport à l'air à partir de vitesses d'avancement par rapport à l'air Vaair de l'ordre de 30 à 40 noeuds (30 à 40 kt), ce qui est le cas le plus général, ou de remonter ces seuils vers des valeurs pouvant aller jusqu'à typiquement 65 à 75 noeuds (65 à 75 kt). L'évolution de la projection sur un plan horizontal de la vitesse d'avancement latérale de l'aéronef par rapport à l'air UHy est donnée par l'équation suivante : 1.1Hy = " UHx GHy où //ID( est la projection sur ce même plan horizontal de la vitesse d'avancement longitudinale de l'aéronef par rapport à l'air (Vaair)Long et GHy est la projection sur ce même plan horizontal de l'accélération latérale Gy de l'aéronef. Le 15 choix d'une vitesse angulaire de lacet tb, telle que ii) =Y + (-°')UHX U _ Hy, UHx conduit à l'équation différentielle du premier ordre ÛHy = -wcp - UHy convergeant exponentiellement vers 0 pour wo>0, avec une constante de temps égale à l'inverse de ce coefficient (Do. Ce choix de vitesse angulaire de lacet ik assure donc la 20 coordination du virage par rapport à l'air. En utilisant Gy GHy (Vaair)Long UHX' Gy étant l'accélération latérale de l'aéronef, (Vaair)Long la vitesse d'avancement longitudinale par rapport à l'air, et en approximant le terme(*(-' UHy par le terme K x Ny, N y étant le facteur de charge latéral de l'aéronef et K un coefficient multiplicateur choisi de 25 manière à restituer un gain variable-) avec la projection de la uHx vitesse d'avancement latérale de l'aéronef par rapport à l'air et la proportion existant entre Ny et UHY, tel que K X Ny "k", UHy, on obtient UHX la formule fournissant la vitesse angulaire en lacet -ti) de l'aéronef suivante : Gy +KxNy. = (Vaair)Long En revanche, afin de suivre avec précision une trajectoire au sol, le virage doit être coordonné par rapport au sol. Dans le cas d'une telle coordination sol, l'aéronef ne doit pas dériver vis-à-vis 5 du sol ce qui signifie que la vitesse latérale de l'aéronef par rapport au sol doit être constante, et de préférence nulle. Le cap r,fr de l'aéronef est alors généralement aligné sur la trajectoire no/ au sol. Un tel virage coordonné par rapport au sol est utilisé de préférence à faible vitesse et basse altitude afin par exemple de se 10 déplacer en sécurité à proximité du relief ou de bâtiments. Le pilotage de l'aéronef est ainsi plus aisé et précis. En suivant le même raisonnement que précédemment, on peut déterminer la vitesse angulaire de lacet ib assurant un virage coordonné par rapport au sol de la manière suivante. L'évolution 15 de la projection sur un plan horizontal de la vitesse latérale de l'aéronef par rapport au sol VHy est donnée par l'équation suivante: 1.7Hy = - ITHx + GHy où Vilx est la projection sur ce même plan horizontal de la vitesse longitudinale de l'aéronef par rapport au sol (Vasoi)Long et GHy est la projection sur ce même plan 20 horizontal de l'accélération latérale Gy de l'aéronef. Le choix d'un taux d'évolution de la direction de vol 1k01 tel que ksol(-±1"' VHY HxHX conduit à l'équation différentielle du premier ordre fiHy = -coc, - VIN convergeant exponentiellement vers 0 pour too>0, avec une constante de temps égale à l'inverse de ce 25 coefficient wo. Ensuite, le choix d'alignement du cap e de l'aéronef sur la trajectoire T501 au sol impose aussi = 7k501. Ce choix de vitesse angulaire de lacet assure donc la coordination du virage par rapport au sol. En utilisant , , Gy Gy étant l'accélération IYasollLong VHX latérale de l'aéronef, (V a 'i)Long la vitesse d'avancement longitudinale par rapport au sol, et en approximant le terme (-12- VHy V Hx par le terme le x (Va 1 -sol) Lat avec (Vasoi)Lat la vitesse d'avancement latérale par rapport au sol et K' un autre coefficient multiplicateur (00 choisi de manière à restituer un gain variable - avec la projection VHX de la vitesse d'avancement latérale de l'aéronef par rapport au sol, tel que K' x (VasoaLat VHy , on obtient la formule fournissant la ,Hx vitesse angulaire en lacet zb de l'aéronef suivante : Gy = (Vasoi)Long ± x (VasoaLat- Par ailleurs, un pilote automatique peut permettre à 10 l'aéronef de réaliser de tels virages coordonnés par rapport au sol ou bien par rapport à l'air en appliquant par exemple l'une ou l'autre de ces deux formules, c'est à dire aair)Long (Vasoi)Long lb + x (Vasoacat ou bien i/,= Gy + K x Ny afin de déterminer notamment le cap ifr à partir de la vitesse angulaire 15 en lacet ib. Cependant, en cas de fort vent, et de fort vent latéral en particulier, la réalisation d'un virage coordonné, par rapport au sol par exemple, demande une grande excursion de commande en lacet, c'est-à-dire une commande de grande amplitude nécessitant, 20 lorsque ce fort vent latéral agit d'un côté défavorable sur l'aéronef, la fourniture d'une puissance importante de la part du dispositif anticouple en lacet, tel qu'un rotor arrière. En effet, le dispositif anticouple doit alors s'opposer au vent latéral afin de maintenir le cap «î de l'aéronef qui est alors généralement aligné sur la 25 trajectoire Tsoi au sol, c'est-à-dire le nez de l'aéronef étant aligné sur la direction de vol Tksoide la trajectoire 7:501. De plus, la transition entre un virage coordonné par rapport au sol et un virage coordonné par rapport à l'air est difficile à gérer par un pilote car il manque de repères précis. Par ailleurs, le basculement du pilote automatique d'un type de coordination à l'autre peut occasionner des mouvements inopinés en lacet. Avantageusement, le procédé de détermination d'une vitesse angulaire en virage selon l'invention permet d'une part de prendre en compte le vent subi par l'aéronef afin de réduire le besoin de puissance au niveau du dispositf anticouple lors d'un virage coordonné et d'autre part de mettre en place une transition progressive entre un virage coordonné par rapport au sol et un virage coordonné par rapport à l'air. Il est en effet préférable, lorsqu'on tente une coordination sol, de limiter l'angle entre le cap VI et la direction du vent afin de réduire l'exposition latérale au vent, avec tous les effets indésirables qu'elle induit comme des angles de roulis importants ou des excursions de commande en lacet importantes, pouvant aller jusqu'aux butées de cette commande, et un besoin de puissance élevé dans le cas défavorable, au niveau du dispositf anticouple. Le virage n'est alors pas parfaitement coordonné vis-à-vis du sol, un écart angulaire apparaîssant alors entre le nez de l'aéronef et la trajectoire T01, mais le fonctionnement de l'aéronef est optimisé notamment au niveau de sa prise de roulis et de l'amplitude de la commande en lacet et de la consommation de puissance, et en particulier au niveau du dispositif anticouple. Le procédé de détermination d'une vitesse angulaire en virage selon l'invention permet de déterminer la vitesse angulaire /i) en lacet de l'aéronef en prenant en compte les vitesses d'avancement de l'aéronef par rapport au sol Vasoi et par rapport à l'air Vaciir. Il est alors possible de déduire quelle vitesse angulaire tb doit être appliquée au cap «î de l'aéronef pour lui permettre de voler en ligne droite comme en virage selon un compromis entre dérive, c'est-à-dire, l'angle entre la direction de vol T0/et le cap VI, et angle de roulis, ou bien entre dérive et excursion de commande en lacet et puissance consommée par l'aéronef, notamment au niveau du dispositif anticouple. Le compromis le plus contraignant en termes de puissance consommée par l'aéronef est de préférence considéré. Dans ce but, le procédé selon l'invention permet de comparer d'une part les vitesses d'avancement longitudinales de l'aéronef par rapport au sol et par rapport à l'air et d'autre part les vitesses d'avancement latérales de l'aéronef par rapport au sol et par rapport à l'air en prenant en compte des marges qui sont fonction de la vitesse d'avancement de l'aéronef par rapport à l'air, puis d'en déduire une vitesse angulaire zb de l'aéronef. Selon l'invention la vitesse angulaire en lacet -tk à appliquer à l'aéronef, par exemple par l'intermédiaire d'un pilote automatique, afin de suivre une trajectoire T-oi selon un virage peut être décomposée en une valeur d'anticipation A et une valeur de correction B telles que zb = A+ B. La valeur d'anticipation A de la vitesse angulaire en lacet .tb 20 est déterminée à partir de la formule classique de détermination d'une vitesse angulaire en virage coordonné, c'est-à-dire telle que = VLong étant une vitesse longitudinale de l'aéronef. VLong Dans le cadre d'une coordination sol, cette vitesse longitudinale VLong est la vitesse d'avancement longitudinale de 25 l'aéronef par rapport au sol (Vasoi)Long alors que dans le cadre d'une coordination air, elle est égale à la vitesse d'avancement longitudinale de l'aéronef par rapport à l'air (Vaair)Long. Afin de prendre en compte une transition entre la coordination sol et la coordination air, la vitesse longitudinale VLong est égale à la vitesse d'avancement longitudinale par rapport au sol (Vasoi)Long tant que cette vitesse d'avancement longitudinale par rapport au sol (V asoi) Long est strictement comprise dans le premier intervalle Intl. Par contre, la vitesse longitudinale ',Long est égale à la première borne inférieure de ce premier intervalle Intl lorsque la vitesse d'avancement longitudinale par rapport au sol (Vasoi)Long est inférieure ou égale à cette première borne inférieure et la vitesse longitudinale VLong est égale à la première borne supérieure de ce premier intervalle Intl lorsque cette vitesse d'avancement longitudinale par rapport au sol Long (Vasoil est supérieure ou égale à ' cette première borne supérieure. Par ailleurs, afin d'assurer une transition progressive entre la coordination sol et la coordination air, la marge Offset est variable et fonction de la vitesse d'avancement de l'aéronef par rapport à l'air Vaair. De plus, cette marge Offset diminue lorsque la vitesse d'avancement de l'aéronef par rapport à l'air Vaair augmente. De fait, la vitesse longitudinale IfLong prise en compte pour le calcul de la valeur d'anticipation A est bornée par le premier intervalle Intl, ce qui a pour effet de limiter ses variations. De plus, le premier intervalle Intl étant centré sur la vitesse d'avancement longitudinale de l'aéronef par rapport à l'air (Va -air) Long la vitesse longitudinale VLong évolue entre la vitesse d'avancement longitudinale de l'aéronef par rapport au sol (lasot)Long et une valeur proche de la vitesse d'avancement de l'aéronef par rapport à l'air (Vaair) Long assurant ainsi une transition progressive entre la coordination sol et la coordination air. Avantageusement, la comparaison entre les vitesses d'avancement longitudinales de l'aéronef par rapport au sol (17 asol) Long et par rapport à l'air (Vaair)Long permet également de prendre en compte le vent longitudinal subi par l'aéronef dans la détermination de la vitesse angulaire en lacet ib. Par exemple, cette marge Offset est constante pour une vitesse d'avancement de l'aéronef par rapport à l'air Vaair inférieure ou égale à 20 noeuds (20 kt) et cette marge Offset est égale à 20 noeuds (20 kt). Pour une vitesse d'avancement de l'aéronef par rapport à l'air Vaair comprise entre 20 et 70 noeuds (20 à 70 kt), cette marge Offset diminue jusqu'à être nulle pour une vitesse d'avancement de l'aéronef par rapport à l'air Vacar supérieure ou égale à 70 noeuds (70 kt). Ainsi, à partir d'une vitesse d'avancement de l'aéronef par rapport à l'air Vaair égale à 70 noeuds (70 kt), la marge Offset est nulle. Le premier intervalle Intl est alors réduit à une seule valeur, à savoir la vitesse d'avancement de l'aéronef par rapport à l'air Vaair. De la sorte, la vitesse longitudinale VLang est égale à la vitesse d'avancement longitudinale de l'aéronef par rapport à l'air 20 (Va Long- La valeur d'anticipation A correspond alors à une coordination air, ce qui cohérent avec la vitesse d'avancement élevée de l'aéronef. A contrario, pour une vitesse d'avancement de l'aéronef par rapport à l'air Vaair inférieure ou égale à 20 noeuds (20kt), les 25 premières bornes du premier intervalle Intl sont 0 et 40 noeuds (0 et 40kt). De fait, tant que la vitesse d'avancement de l'aéronef par rapport au sol Vas,/ est comprise dans ce premier intervalle Intl, la vitesse longitudinale VLang est égale à la vitesse d'avancement longitudinale de l'aéronef par rapport au sol (Vasoi) Long - La valeur d'anticipation A correspond alors à une coordination sol, ce qui est cohérent avec la vitesse d'avancement faible de l'aéronef. Enfin, pour une vitesse d'avancement de l'aéronef par rapport à l'air Vaair comprise entre 20 et 70 noeuds (20 à 70 kt), la marge Offset est variable et permet de réaliser une transition progressive entre la coordination sol et la coordination air. En effet, la vitesse longitudinale VLong prise en compte pour le calcul de la valeur d'anticipation A étant bornée par le premier intervalle Intl centré sur la vitesse d'avancement de l'aéronef par rapport à 10 l'air Vaair, cette vitesse longitudinale ',Long évolue de façon progressive et sans variation brutale. De plus, la marge Offset diminuant lorsque la vitesse d'avancement de l'aéronef par rapport à l'air Vaair augmente, la largeur Dinti de ce premier intervalle Intl tend à diminuer lorsque la vitesse d'avancement de l'aéronef par 15 rapport à l'air Vaair augmente. Par suite, lorsque la vitesse d'avancement de l'aéronef par rapport à l'air Vaair augmente au cours d'un virage, la vitesse longitudinale I7Long prise en compte pour le calcul de la valeur d'anticipation A varie progressivement de la vitesse d'avancement 20 de l'aéronef par rapport au sol Vasa/ jusqu'à la vitesse d'avancement de l'aéronef par rapport à l'air Vactir. La marge Offset varie de préférence de façon linéaire jusqu'à une valeur nulle sur cette plage de vitesse comprise entre 20 et 70 noeuds (20 à 70 kt). La valeur de correction B de la vitesse angulaire en lacet ik 25 peut être déterminée à partir de l'une ou de l'autre des deux formules de détermination d'une vitesse angulaire en virage coordonné, c'est-à-dire telle que B =K1 x Ny en coordination air et B = K2 X (Va -sol) Lat en coordination sol. Par ailleurs, dans le cadre d'un virage coordonné, que ce soit par rapport au sol ou à l'air, on cherche à limiter, voire annuler la vitesse latérale de l'aéronef par rapport au sol (Vasoi)Lat dans la mesure où le facteur de charge latéral Ny, qui est un révélateur de la présence d'une vitesse latérale de l'aéronef par rapport à l'air (Vaair)Lat 7 n'est pas trop important. Afin d'une part de limiter ce facteur de charge latéral Ny à une valeur acceptable et, par suite, de limiter également la vitesse latérale de l'aéronef et d'autre part de prendre également en compte une transition entre la coordination sol et la coordination air, le procédé de détermination d'une vitesse angulaire en virage selon l'invention permet d'introduire une limitation de la vitesse latérale de l'aéronef par rapport au sol (VasoaLat prise en compte dans la détermination de la vitesse angulaire en lacet ib. Cette limitation est notamment fonction du facteur de charge latéral Ny, qui appartient par exemple à [-0.1 G, +0.1 6], G étant l'accélération de la pesanteur terrestre. De la sorte, la valeur de correction B de la vitesse angulaire en lacet ib est alors déterminée, selon l'invention, par une formule, telle que B = K2 X Vaiat , une relation existant entre la vitesse d'avancement latérale par rapport à l'air (Vaair)Lat et le facteur de charge Ny, telle que (Vaair)Lat = K1 X Ny, Ki et 1(2 étant un premier et un second coefficients multiplicateurs. Ces coefficients multiplicateurs sont déterminés à partir des équations différentielles du premier ordre évoquées précédemment et des gains variables associés. Cette vitesse latérale 17Lat est égale à la vitesse d'avancement latérale de l'aéronef par rapport au sol (Vasol)Lat, mais est limitée à un second intervalle Int2. Le second intervalle Int2 a une largeur Dint2 qui est égale à la somme des marges inférieure Offsetu, et supérieure OffsetHi, telle que Dint2 = OffsetLo + OffsetHi. Les marges inférieure OffsetLo et supérieure OffsetHi sont 5 généralement différentes pour prendre en compte les effets de la rotation du rotor principal de l'aéronef et plus particulièrement du couple en lacet qu'il engendre sur le fuselage de l'aéronef. En conséquence, la vitesse latérale [Tua est égale à la vitesse d'avancement latérale par rapport au sol (Vasoi)Lat tant que 10 cette vitesse d'avancement latérale par rapport au sol (Vasoi)Lat est strictement comprise dans le second intervalle Int2. En revanche, la vitesse latérale l'un est égale à la seconde borne inférieure de ce second intervalle int2 lorsque la vitesse d'avancement latérale par rapport au sol (Vasoi)Lat est inférieure ou égale à cette seconde 15 borne inférieure et la vitesse latérale Vutt est égale à la seconde borne supérieure de ce second intervalle int2 lorsque cette vitesse d'avancement latérale par rapport au sol (Vasoi)Lat est supérieure ou égale à cette seconde borne supérieure. Afin d'assurer une transition progressive entre la 20 coordination sol et la coordination air, les marges inférieure OffsetLo et supérieure OffsetHi sont variables et fonction de la vitesse d'avancement de l'aéronef par rapport à l'air Vaair. De plus, ces marges inférieure Offsetu, et supérieure OffsetHi diminuent lorsque la vitesse d'avancement de l'aéronef par rapport à l'air 25 Vaair augmente, ramenant ainsi progressivement l'aéronef vers une coordination air. Par exemple, les marge supérieure OffsetHi et marge inférieure OffsetL, sont respectivement égales à +20 noeuds (+20kt) et -20 noeuds (-20 kt) lorsque la vitesse d'avancement de l'aéronef 30 par rapport à l'air Vaair est inférieure à 20 noeuds (20kt) alors que ces marge supérieure Of f setHi et marge inférieure 0 f fsetLo sont nulles lorsque cette vitesse d'avancement de l'aéronef par rapport à l'air Vaair est supérieure ou égale à 70 noeuds (70 kt). De fait, la vitesse latérale 'fuit prise en compte pour le calcul 5 de la valeur de correction B est bornée par le second intervalle Int2, ce qui a pour effet de limiter ses variations. De plus, les secondes bornes inférieure et supérieure du second intervalle Int2 sont situées de part et d'autre du premier produit du premier coefficient multiplicateur Ki et du facteur de charge latéral Ny: la 10 vitesse latérale Viat évolue ainsi entre la vitesse d'avancement de l'aéronef par rapport au sol (Vasol)Lat et les secondes bornes du second intervalle Int2, assurant ainsi une transition progressive entre la coordination sol et la coordination air. Avantageusement, la comparaison entre la vitesse 15 d'avancement latérale de l'aéronef par rapport au sol (Vasoi)Lat et les secondes bornes du second intervalle Int2 permet également de prendre en compte le vent latéral subi par l'aéronef dans la détermination de la vitesse angulaire en lacet tb. La vitesse angulaire en lacet V) de l'aéronef est alors 20 déterminée par la somme de la valeur d'anticipation A et de la valeur de correction B, telle que = A + B. On peut ensuite en déduire le cap i,1 à appliquer à l'aéronef en intégrant par rapport au temps cette vitesse angulaire en lacet tb. Cet angle de lacet el est utilisé 25 comme consigne de vol du pilote automatique afin de poursuivre la trajectoire T'/ en obtenant un compromis entre la coordination du virage et l'utilisation de la puissance de l'aéronef en fonction des conditions de vent. En outre, le facteur de charge latéral Ny de l'aéronef utilisé pour déterminer la valeur de correction B de la vitesse angulaire en lacet ib peut être compensé afin de prendre en compte le facteur de charge latéral de l'aéronef en vol stationnaire sans vent. Par ailleurs, le pilote de l'aéronef peut modifier le cap e de l'aéronef en cours de virage, afin par exemple d'améliorer sa visibilité extérieure ou bien le confort des occupants de l'aéronef, tout en conservant la même trajectoire no/ de vol par rapport au sol. Une telle modification du cap e peut être faite manuellement par transparence par l'intermédiaire d'un palonnier ou bien d'un organe de commande dédié tel qu'un « beep ». La direction de vol de l'aéronef est alors inchangée alors que le cap «f a été modifié. De la sorte, la coordination du virage de l'aéronef n'est alors plus assurée. De plus, l'exposition de l'aéronef au vent est également modifiée. Le procédé de détermination d'une vitesse angulaire en virage selon l'invention permet alors de gérer la priorité entre d'une part la demande de changement du cap e du pilote et d'autre part un besoin de retour à une coordination de virage avec la prise en compte du vent. Une telle modification du cap e est essentiellement intéressante à basse vitesse, notamment pour permettre au pilote d'améliorer sa visibilité de l'environnement extérieur afin par exemple d'évoluer à basse altitude et à proximité des bâtiments et du relief. De fait, le procédé de détermination d'une vitesse angulaire en virage selon l'invention autorise une conservation du cap e modifié par le pilote aux basses vitesses d'avancement Vaair par rapport à l'air, c'est-à-dire aux vitesses d'avancement par rapport à l'air Vaair inférieures ou égales à une vitesse seuil Ainsi, pour des vitesses d'avancement par rapport à l'air Vaair supérieures à cette vitesse seuil 17''il, une coordination en virage est assurée par le procédé de détermination d'une vitesse angulaire en virage selon l'invention après que le pilote de l'aéronef ait modifié le cap tif. De fait, le procédé détermine la vitesse angulaire en lacet tb à partir de laquelle est déduit le cap vf à appliquer à l'aéronef par l'intermédiaire du pilote automatique. En outre, cette vitesse seuil V',,1 peut être variable pour prendre en compte le vent subi par l'aéronef, en particulier à faible vitesse d'avancement par rapport au sol. De préférence, cette vitesse seuil V''ii est constante pour une vitesse longitudinale VLongde l'aéronef supérieure ou égale à 30 noeuds (30 kt), augmente lorsque cette vitesse longitudinale VLong diminue jusqu'à 15 noeuds (15 kt), et est de nouveau constante pour une vitesse longitudinale VLong inférieure à 15 noeuds (15 kt). Ainsi, cette vitesse seuil Vseuil permet de garantir un domaine de vitesse d'avancement par rapport au sol minimum dans lequel le cap /if est conservé. Par exemple, cette vitesse seuil Vseuil est un seuil à hystérésis dont les limites sont 60 et 70 noeuds (60 et 70 kt) pour une vitesse longitudinale ITLongde l'aéronef inférieure ou égale à 30 noeuds (30 kt) et dont les limites sont 80 et 90 noeuds (80 et 90 kt) pour une vitesse longitudinale VLong inférieure à 15 noeuds (15 kt). De plus, lorsqu'une telle modification du cap ik est suivie d'une action du pilote en roulis modifiant l'angle de route TK'/ et, par suite, la trajectoire T501 suivie par l'aéronef, le procédé de détermination d'une vitesse angulaire en virage selon l'invention permet de prendre en compte deux situations différentes. Une telle action du pilote en roulis peut être faite par transparence par l'intermédiaire d'un levier ou manche de commande de pas cyclique latéral ou bien par l'intermédiaire d'un organe de commande dédié tel qu'un « beep ». Tout d'abord, si le pilote n'applique qu'une légère correction de trajectoire T501, le cap /// est alors corrigé afin de conserver un écart sensiblement inchangé entre l'angle de route Tk'/ et le cap ik modifié préalablement par le pilote. On considère qu'une légère correction de trajectoire T501 correspond à une modification de l'angle de route ries,/ inférieure ou égale à un angle seuil. Par exemple, un angle seuil est égal à 100 . Ensuite, si le pilote modifie de manière plus importante la trajectoire T0/, c'est-à-dire de façon que la modification de l'angle de route T/Csoi est supérieure à l'angle seuil, l'exposition au vent de l'aéronef est en conséquence également modifiée de façon significative. Le cap tif modifié suite à l'action du pilote n'a alors plus d'intérêt vis-à-vis de la nouvelle trajectoire T501 suivie par l'aéronef. De fait, le cap zfr modifié peut être abandonné au profit d'une reprise de la coordination du virage selon cette nouvelle trajectoire T'/ par le procédé de détermination d'une vitesse angulaire en virage selon l'invention. Le cap çli est alors déduit de la vitesse angulaire en lacet ib déterminé à partir des valeurs d'anticipation A et de correction B par le procédé de détermination d'une vitesse angulaire en virage selon l'invention. La présente invention a également pour objet un système de détermination d'une vitesse angulaire en virage pour un aéronef à voilure tournante, ce système de détermination d'une vitesse angulaire en virage comportant au moins deux composants et une mémoire, un premier composant étant par exemple dédié au calcul de la valeur d'anticipation A de la vitesse angulaire en lacet V) et un second composant étant dédié au calcul de la valeur de correction B de cette vitesse angulaire en lacet ib. La mémoire permet notamment de conserver les valeurs utilisées par les composants, par exemple les coefficients multiplicateurs Ki et 1(2, le cap fr modifié, ainsi que les résultats, par exemple les valeurs d'anticipation A et de correction B de la vitesse angulaire en lacet ib. L'aéronef est caractérisé par trois directions privilégiées, une direction longitudinale X s'étendant de l'avant de l'aéronef vers l'arrière de l'aéronef, une direction d'élévation Z s'étendant de bas en haut perpendiculairement à la direction longitudinale X et une direction transversale Y s'étendant de droite à gauche perpendiculairement aux directions longitudinale X et d'élévation Z. La direction longitudinale X est l'axe de roulis de l'aéronef, la direction transversale Y est l'axe de tangage et la direction d'élévation Z est l'axe de lacet. L'aéronef comporte au moins une voilure tournante, munie de plusieurs pales principales dont le pas collectif et le pas cyclique sont variables autour d'un axe de pas, permettant à l'aéronef d'effectuer des mouvements de rotation autour de ces directions X,Y,Z et de translation selon les directions X,Y,Z. L'aéronef à voilure tournante est également muni d'au moins un moyen de commande et d'un pilote automatique générateur d'ordres de commande selon des modes prédéfinis de fonctionnement et selon des consignes de vol. Les ordres de commande du pilote ou bien du pilote automatique peuvent provoquer ces mouvements de l'aéronef en rotation et/ou en translation par rapport aux directions X,Y,Z. Pour la suite de la description, on considère que dans un composant, un premier élément est positionné en amont d'un second élément lorsqu'ils sont reliés entre eux par une liaison qui peut être filaire ou non filaire. Au moins une sortie du premier élément est notamment reliée à une entrée du second élément. Le second élément est alors positionné en aval du premier élément. Le premier composant comporte un premier limiteur, un premier soustracteur, un premier additionneur et un diviseur. Le premier soustracteur et le premier additionneur sont positionnés en amont du premier limiteur, respectivement en amont des premières entrées minimale Minl et maximale Maxi de ce premier limiteur. Le premier soustracteur reçoit en entrée la vitesse d'avancement longitudinale par rapport à l'air (Vaair)Long et la marge Offset puis délivre en sortie une première soustraction entre cette vitesse d'avancement longitudinale par rapport à l'air (1/ a air) Long et la marge Offset. Le premier additionneur reçoit en entrée cette vitesse d'avancement longitudinale par rapport à l'air a air) Long et la marge Offset puis délivre en sortie une première addition entre cette vitesse d'avancement longitudinale par rapport à l'air (17 a air)Long et la marge Offset. Le premier limiteur reçoit en entrée principale la vitesse d'avancement longitudinale par rapport au sol (V asoi)Long et en premières entrées minimale Minl et maximale Maxi respectivement la première soustraction et la première addition. Les premières entrées minimale Minl et maximale Maxi constituent respectivement les premières bornes inférieure et supérieure du premier intervalle Intl. Ce premier limiteur délivre en sortie la vitesse longitudinale VLong qui est égale à la vitesse d'avancement longitudinale par rapport au sol (17 a soi)Long limitée aux premières entrées minimale Minl et maximale Maxi lorsque la vitesse d'avancement longitudinale par rapport au sol (Vasoi)Long est respectivement inférieure ou supérieure aux premières entrées minimale Minl et maximale Maxi. Le diviseur est positionné en aval du premier limiteur et reçoit en entrée comme numérateur l'accélération latérale Gy de l'aéronef commandée par un pilote de l'aéronef et comme dénominateur la vitesse longitudinale VLong. Le diviseur délivre en sortie la division de l'accélération latérale Gy par la vitesse longitudinale 17Long correspondant à la valeur d'anticipation A de la vitesse angulaire i/ en lacet à appliquer à l'aéronef. Le second composant comporte un second limiteur, un second soustracteur, un second additionneur et deux multiplicateurs. Un premier multiplicateur est positionné en amont du second soustracteur et du second additionneur. Ce premier multiplicateur reçoit en entrée le premier coefficient multiplicateur /(1 et le facteur de charge latéral Ny puis délivre en sortie un premier produit du premier coefficient multiplicateur Ki et du facteur de charge latéral Ny. Le second soustracteur et le second additionneur sont positionnés en amont du second limiteur, respectivement en amont d'une seconde entrée minimale M1n2 et d'une seconde entrée maximale Max2 de ce second limiteur. Ce second soustracteur reçoit en entrée ce premier produit et la marge inférieure OffsetLo puis délivre en sortie une seconde soustraction entre le premier produit et la marge inférieure OffsetLo. Ce second additionneur reçoit en entrée ce premier produit et la marge supérieure OffsetHi puis délivre en sortie une seconde addition entre le premier produit et la marge supérieure Offsetiii. Le second limiteur reçoit en entrée principale la vitesse d'avancement latérale par rapport au sol (Vasoi)Lat et en secondes entrées minimale M1n2 et maximale Max2 respectivement la seconde soustraction et la seconde addition. Les secondes entrées minimale M1n2 et maximale Max2 constituent respectivement les secondes bornes inférieure et supérieure du second intervalle Int2. Ce second limiteur délivre en sortie la vitesse latérale 11Lat qui est égale à la vitesse d'avancement latérale par rapport au sol (Vasol)Lat limitée aux secondes entrées minimale M1n2 et maximale Max2 lorsque la vitesse d'avancement latérale par rapport au sol (VasoaLat est respectivement inférieure ou supérieure aux secondes entrées minimale M1n2 et maximale Max2. Un second multiplicateur est positionné en aval du second limiteur et reçoit en entrée la vitesse latérale VLat et le second coefficient multiplicateur K2 puis délivre en sortie un second produit de la vitesse latérale VLat et du second coefficient multiplicateur 1(2 correspondant à la valeur de correction B de la vitesse angulaire tb en lacet à appliquer à l'aéronef. Selon une variante de ce système de détermination d'une 15 vitesse angulaire en virage, les premier et second composants peuvent être fusionnés pour former un seul et même calculateur. En outre, le second composant peut comporter un compensateur positionné en aval du premier multiplicateur afin de prendre en compte un facteur de charge latéral de l'aéronef en vol 20 stationnaire. Par ailleurs, le cap 11/ à appliquer à l'aéronef lors de la réalisation d'un virage peut être déterminé à partir de la vitesse angulaire en lacet lb par un troisième composant présent par exemple dans le système de détermination d'une vitesse angulaire 25 en virage. Le système de détermination d'une vitesse angulaire en virage peut ainsi mettre en oeuvre le procédé de détermination d'une vitesse angulaire en virage précédemment décrit. L'invention et ses avantages apparaîtront avec plus de détails dans le cadre de la description qui suit avec des exemples de réalisation donnés à titre illustratif en référence aux figures annexées qui représentent : - la figure 1, un aéronef équipé d'un système de détermination d'une vitesse angulaire en virage selon I' invention, - la figure 2, un schéma représentant l'angle de route sol et le cap de l'aéronef, - les figures 3 et 4, deux vues de détail des premier et second composants du système de détermination d'une vitesse angulaire en virage. Les éléments présents dans plusieurs figures distinctes sont affectés d'une seule et même référence. Sur la figure 1, un aéronef 10 est représenté, cet aéronef 10 comprenant un rotor principal 11 positionné au-dessus d'un fuselage 13 et un dispositif anticouple 12 tel un rotor arrière positionné à l'extrémité arrière d'une poutre de queue 14. L'aéronef 10 comporte également un tableau de bord 5, un siège 20 sur lequel peut s'asseoir un pilote de l'aéronef 10, un pilote automatique 15, un système de détermination d'une vitesse angulaire en virage 1 et des moyens de commande manuels, composés notamment de deux leviers ou bien des manches de commande 21,22 et d'un palonnier 23. Ce système de détermination d'une vitesse angulaire en virage 1 comporte un premier et un second composants 20,30 ainsi qu'une mémoire 18. De plus, un repère X,Y,Z est attaché à cet aéronef 10, et plus particulièrement à son centre de gravité. La direction longitudinale X s'étend de l'avant de l'aéronef 10 vers l'arrière de l'aéronef 10, la direction d'élévation Z s'étend de bas en haut perpendiculairement à la direction longitudinale X, la direction transversale Y s'étendant de droite à gauche perpendiculairement aux directions longitudinale X et d'élévation Z. La direction longitudinale X est l'axe de roulis de l'aéronef 10, la direction transversale Y est son axe de tangage et la direction d'élévation Z est son axe de lacet. Le rotor principal 11 est à axe de rotation sensiblement vertical, c'est-à-dire parallèle à la direction d'élévation Z, et est muni de trois pales principales 111,112,113 dont les pas collectif et cyclique sont variables et pilotables par l'intermédiaires des leviers de commande 21,22 et du pilote automatique 15. De même, le rotor arrière 12 est à axe de rotation sensiblement horizontal, c'est-à-dire parallèle à la direction transversale Y, et est muni de quatre pales secondaires 121,122,123,124 dont le pas collectif est variable et pilotable par l'intermédiaire du palonnier 23 et du pilote automatique 15. Plus précisément, le premier levier de commande 21 pilote le pas cyclique des pales principales 111,112,113 par l'intermédiaire d'une première chaîne cinématique de commande 24. Le second levier de commande 22 pilote quant à lui le pas collectif des pales principales 111,112,113 par l'intermédiaire d'une seconde chaîne cinématique de commande 25. De fait, une action sur ce premier levier de commande 21 permet alors de commander des mouvements de rotation de l'aéronef 10 autour des directions longitudinale X et transversale Y et une action sur ce second levier de commande permet alors de commander des mouvements de translation de l'aéronef 10 selon la direction d'élévation Z. De même, le palonnier 23 pilote le pas collectif des pales 30 secondaires 121,122,123,124 par l'intermédiaire d'une troisième chaîne cinématique de commande 26. De fait, une action sur ce palonnier 23 permet alors de commander des mouvements de rotation de l'aéronef 10 autour de son axe de lacet. Ces chaînes cinématiques de commande 24,25,26 permettant d'actionner les différentes pales et peuvent être par exemple composées par des liaisons totalement mécaniques entre les moyens de commande manuels 21,22,23 et les pales. Ces chaînes cinématiques de commande 24,25,26 peuvent également être composées par des liaisons mécaniques associées à des moyens d'action hydrauliques ou bien des liaisons électriques associées à de tels moyens d'action hydrauliques. En outre, le pilote automatique 15 permet de piloter les pas collectif et cyclique des pales principales 111,112,113 ainsi que le pas collectif des pales secondaires 121,122,123,124 en agissant respectivement sur ces chaînes cinématiques de commande 24,25,26. De fait, le pilote automatique 15 permet alors de commander des mouvements de rotation de l'aéronef 10 autour des directions longitudinale X et transversale Y et des mouvements de translation de l'aéronef 10 selon la direction d'élévation Z ainsi que des mouvements de rotation de l'aéronef 10 autour de son axe de lacet. L'aéronef 10 peut voler en suivant une trajectoire T'/ par rapport au sol, cette trajectoire T'/ étant déterminée par rapport au sol et définie dans un repère géographique terrestre, par exemple déterminé par les points cardinaux et la direction de la gravité terrestre. Un vol d'un aéronef 10 selon cette trajectoire T' 1 peut être notamment caractérisé par un angle de route sol Tk'/ entre la direction de la trajectoire T' 1 et la direction du nord dans un plan 30 horizontal de ce repère géographique terrestre, une vitesse d'avancement Va de l'aéronef 10, une pente P formée par l'angle entre la direction longitudinale X de l'aéronef 10 et l'orientation horizontale du repère terrestre et un cap e qui est l'angle formé par la projection dans un plan horizontal du repère terrestre de la direction longitudinale X de l'aéronef 10 et la direction du nord. La vitesse d'avancement Va de l'aéronef 10 est la vitesse de l'aéronef 10 selon la direction de cette trajectoire T.,/, cette vitesse pouvant être définie par rapport au sol ou bien par rapport à l'air. La figure 2 représente une projection sur un plan horizontal de ce repère terrestre d'une trajectoire Toi. Les directions longitudinale et transversale X,Y de l'aéronef 10 sont également représentées ainsi que les directions N,W d'un repère géographique terrestre. Le cap rif est ainsi représenté entre la direction longitudinale X de l'aéronef 10 et la direction N du nord. L'angle de route sol Tksoi est représenté entre la direction de la trajectoire Tsoi et la direction N du nord. On constate que le cap e est différent de l'angle de route sol Tk'/. Par suite, le nez et la poutre de queue 14 de l'aéronef 10 étant alignés sur la direction longitudinale X ne sont alors pas alignés avec la trajectoire T501. De même, la vitesse d'avancement Va est alignée sur la trajectoire T501 et n'est pas parallèle à la direction longitudinale X. Cependant, selon les conditions de vol de l'aéronef 10 et en particulier sa vitesse d'avancement Va, un virage de l'aéronef 10 peut être réalisé de différentes façons. En effet, lorsque l'aéronef 10 évolue à une faible vitesse d'avancement Va, un virage de l'aéronef 10 est de préférence coordonné par rapport au sol afin de privilégier le suivi d'une trajectoire par rapport au sol pour par exemple se déplacer à basse altitude à proximité de bâtiments et du relief. Par contre, lorsque l'aéronef 10 évolue à une vitesse d'avancement Va plus importante, lors d'un vol de croisière, un 5 virage de l'aéronef 10 est de préférence coordonné par rapport à l'air afin de privilégier le confort des occupants de l'aéronef 10. Le système de détermination d'une vitesse angulaire en virage 1 de l'aéronef 10 peut mettre en oeuvre un procédé de détermination d'une vitesse angulaire en virage afin d'une part de 10 réaliser des virages coordonnés par rapport au sol ou bien à l'air et d'autre part de gérer la transition entre la coordination sol et la coordination air, tout en prenant en compte le vent subi par l'aéronef 10. En effet, la réalisation de virages coordonnés par rapport au 15 sol sans prendre en compte le vent subi par l'aéronef 10 peut nécessiter le maintien d'un angle de roulis élevé, une grande excursion de commande en lacet, en cas de fort vent latéral, correspondant, lorsque ce fort vent latéral agit d'un côté défavorable sur l'aéronef, à la fourniture d'une puissance 20 importante de la part du dispositif anticouple 12 de l'aéronef 10 pour s'opposer à ce vent latéral. Il est cependant possible d'optimiser le fonctionnement de l'aéronef 10, notamment au niveau de sa prise de roulis et de sa consommation de puissance, et en particulier au niveau de celle du dispositif anticouple 12 en 25 modifiant le cap de l'aéronef 10. Par contre, dans ce cas, le virage n'est plus parfaitement coordonné. Un compromis doit alors être trouvé entre la réalisation d'un virage coordonné, la prise de roulis de l'aéronef, la mise de pas du dispositif anticouple 12 et/ou la consommation de puissance au niveau de ce dispositif 30 anticouple 12. Le procédé de détermination d'une vitesse angulaire en virage selon l'invention permet de déterminer la vitesse angulaire lb de l'aéronef 10 en prenant en compte les vitesses d'avancement de l'aéronef 10 par rapport au sol Vasoi et par rapport à l'air V aair, l'accélération latérale Gy et le facteur de charge latéral Ny. Il est alors possible de déduire par simple intégration de cette vitesse angulaire tb le cap fr à appliquer à l'aéronef 10 par exemple par l'intermédiaire du pilote automatique 15. Les figures 3 et 4 représentent respectivement le premier 10 composant 20 et le second composant 30 du système de détermination d'une vitesse angulaire en virage 1 selon l'invention. Le premier composant 20 permet de calculer une valeur d'anticipation A de cette vitesse angulaire en lacet ib alors que le second composant 30 permet de calculer une valeur de correction 15 B de cette vitesse angulaire en lacet telles que tb= A+ B. La mémoire 18 permet notamment de conserver les valeurs utilisées par ces composants 20,30 ainsi que les résultats de leurs calculs. Le premier composant 20 représenté sur la figure 3 comporte 20 un premier limiteur 21, un premier soustracteur 22, un premier additionneur 23 et un diviseur 24. Le premier soustracteur 22 et le premier additionneur 23 sont positionnés en amont du premier limiteur 21, respectivement en amont des premières entrées minimale Minl et maximale Maxi de ce premier limiteur 21. Les 25 premières entrées minimale Minl et maximale Maxi forment ainsi les premières bornes inférieure et supérieure d'un premier intervalle Int-.1 de largeur Dinti. Le diviseur 24 est positionné en aval du premier limiteur 21. Le premier soustracteur 22 et le premier additionneur 23 30 reçoivent en entrée la vitesse d'avancement longitudinale par rapport à l'air (V a air) Long et la marge Offset puis délivre respectivement en sortie une première soustraction et une première addition entre cette vitesse d'avancement longitudinale par rapport à l'air (V a air) Long et la marge Offset. Le premier limiteur 21 reçoit en entrée principale la vitesse d'avancement longitudinale par rapport au sol (Vasoi)Long e et en premières entrées minimale Minl et maximale Maxi respectivement la première soustraction et la première addition. Les premières Dinti entrées minimale Minl et maximale Max/ sont alors respectivement Minl = (Va_ air)Long 2 D inti. et Maxi = (V -a air)Long 2int1 2 avec la marge Offset telle que Offset = 2 De fait, ce premier limiteur 21 délivre en sortie une vitesse longitudinale VLong qui est égale à la vitesse d'avancement longitudinale par rapport au sol (Vasoi) Long e telle que V aLong = 15 (Va -so1l, Long lorsque la vitesse d'avancement longitudinale par rapport au sol (Vasoi)L,ong est strictement comprise entre les premières entrées minimale Minl et maximale Maxi. Par contre, ce premier limiteur 21 délivre en sortie une vitesse longitudinale VLong qui est égale à la première entrée mini_mi2ntiale Minl, 20 telle que V along = (V aair) D -- Long lorsque cette vitesse d'avancement longitudinale par rapport au sol (Vasol)Long est inférieure ou égale à cette première entrée minimale Minl alors que cette vitesse longitudinale VLong est égale à la première entrée maximale Maxi, 25 telle que V aLong = (V a--air ) Long D inti 2 lorsque cette vitesse d'avancement longitudinale par rapport au sol (V asoi)Long est supérieure à cette première entrée maximale Maxi. Enfin, le diviseur 24 reçoit en entrée comme numérateur l'accélération latérale Gy de l'aéronef 10 commandée par un pilote de l'aéronef 10 et comme dénominateur la vitesse longitudinale VLong - Le diviseur 24 délivre en sortie la division de l'accélération latérale Gy par la vitesse longitudinale V Long correspondant à la valeur d'anticipation A de la vitesse angulaire -tb en lacet à appliquer à l'aéronef 10, telle que A= vaGLoyng. Le second composant 30 représenté sur la figure 4 comporte un second limiteur 31, un second soustracteur 32, un second additionneur 33 et deux multiplicateurs 34,35. Un premier multiplicateur 34 est positionné en amont du second soustracteur 32 et du second additionneur 33. Le second soustracteur 32 et le second additionneur 33 sont positionnés en amont du second limiteur 31, respectivement en amont d'une seconde entrée minimale M1n2 et d'une seconde entrée maximale Max2 de ce second limiteur 31. Les secondes entrées minimale M1n2 et maximale Max2 forment ainsi les secondes bornes inférieures et supérieures d'un second intervalle Int2 de largeur Dint2. Un second multiplicateur 35 est positionné en aval du second limiteur 31. Le premier multiplicateur 34 reçoit en entrée le premier coefficient multiplicateur Ki et le facteur de charge latéral Ny puis délivre en sortie un premier produit K1 x Ny du premier coefficient multiplicateur Ki et du facteur de charge latéral Ny. Le second soustracteur 32 reçoit en entrée ce premier produit 1(1 X Ny et la marge inférieure Of fsetLo puis délivre en sortie une seconde soustraction entre le premier produit K1 x Ny et la marge inférieure Of fsetLo. Le second additionneur 33 reçoit en entrée ce premier produit K1 x Ny et la marge supérieure Of fsetm puis délivre en sortie une seconde addition entre le premier produit K1 X Ny et la marge supérieure Of fsetHi. Le second limiteur 31 reçoit en entrée principale la vitesse d'avancement latérale par rapport au sol (Vasoi)Lat et en secondes entrées minimale Min2 et maximale Max2 respectivement la seconde soustraction et la seconde addition. Les secondes entrées minimale Min2 et maximale Max2 sont alors respectivement Min2 = Klx Ny - 0 f fsetu, et Max2 = K1 x Ny + Of fsetHi, le second intervalle Int2 ayant une largeur Dint2, telle que Dint2 = Of fsetLo + Of fsetHi. De fait, le second limiteur 31 délivre en sortie la vitesse latérale VLat qui est égale à la vitesse d'avancement latérale par rapport au sol (Vasoi)Lat telle que VLat = asol)Lat lorsque la vitesse d'avancement longitudinale par rapport au sol (VasoaLong est strictement comprise entre les secondes entrées minimale Min2 et maximale Max2. Par contre, ce second limiteur 31 délivre en sortie une vitesse d'avancement longitudinale (Vasoi)Lat qui est égale à la seconde entrée minimale Min2, telle que a V - -Lat = Ki X Ny - 0 f fsetLo lorsque cette vitesse 20 d'avancement longitudinale par rapport au sol (Vasot)Lat est inférieure ou égale à cette seconde entrée minimale Min2 alors que cette vitesse longitudinale VLat Lat est égale à la seconde entrée maximale Max2, telle que Va = K1 x Ny + 0 f fsetHi lorsque cette vitesse -Lat 25 d'avancement longitudinale par rapport au sol (V asoù Long est supérieure ou égale à cette seconde entrée maximale Max2. Un second multiplicateur 35 reçoit en entrée la vitesse latérale VLat et le second coefficient multiplicateur K2 puis délivre en sortie un second produit de la vitesse latérale VLat et du second coefficient multiplicateur K2 correspondant à la valeur de correction B de la vitesse angulaire iken lacet à appliquer à l'aéronef 10, telle que B = K2 X V aiat La vitesse angulaire en lacet ib est ainsi la somme des 5 valeurs d'anticipation A et de correction B telle que lb =A+B, et plus précisément telle que ib = Gy ± K2 X Viat. V Long De la sorte, le cap qf à appliquer à l'aéronef 10 lors de la réalisation d'un virage peut être déterminé de façon connue en intégrant par rapport au temps cette vitesse angulaire en lacet ib 10 par l'intermédiaire d'un troisième composant 16. Avantageusement, l'utilisation des limiteurs 21,31 permet de limiter les variations des vitesses longitudinale VLang et latérale V aLat et, par suite, d'assurer une transition progressive entre la coordination sol et la coordination air. De plus, la comparaison 15 entre les vitesses d'avancement de l'aéronef 10 par rapport au sol asol)Lat et par rapport à l'air (Vaair)Lat permet de prendre en compte le vent longitudinal et latéral subi par l'aéronef 10 dans la détermination de la vitesse angulaire en lacet ib et, par suite du cap 20 Par ailleurs, la marge Offset ainsi que les marges inférieure OffsetLo et supérieure OffsetHi peuvent être variables en fonction de la vitesse d'avancement par rapport à l'air Vaair de l'aéronef 10 afin d'assurer une transition progressive entre la coordination sol et la coordination air. Par exemple, ces marges Offset, Offsetu, et 25 OffsetHi sont constantes pour des basses vitesses d'avancement de l'aéronef 10 par rapport à l'air Vaair, et diminuent jusqu'à être nulles pour des hautes vitesses d'avancement de l'aéronef 10 par rapport à l'air Vaair. En outre, le second composant 30 peut, comme représenté sur la figure 4, comporter un compensateur 36 positionné en aval du premier multiplicateur 34 afin de prendre en compte un facteur de charge latéral de l'aéronef 10 en vol stationnaire dans le calcul de la vitesse angulaire en lacet /b. Par ailleurs, le pilote de l'aéronef 10 peut modifier par transparence le cap ifr de l'aéronef 10 en cours de virage, tout en conservant la même trajectoire no/ de vol par rapport au sol afin d'améliorer sa visibilité extérieure ou bien le confort des occupants de l'aéronef 10 par exemple. De fait, la coordination du virage de l'aéronef 10 n'est alors plus assurée et l'exposition de l'aéronef 10 au vent peut également être modifiée. Le procédé de détermination d'une vitesse angulaire en virage selon l'invention permet la conservation de ce cap fr modifié par le pilote pour des vitesses d'avancement par rapport à l'air Vaair inférieures ou égales à une vitesse seuil Vseuil. Par contre, pour des vitesses d'avancement par rapport à l'air Vaair supérieures à cette vitesse seuil V'',/, une coordination en virage est assurée par le procédé de détermination d'une vitesse angulaire en virage selon l'invention après que le pilote de l'aéronef 10 a effectué cette modification du cap De plus, lorsqu'une telle modification du cap çe est suivie d'une action par transparence du pilote en roulis modifiant l'angle de route Tksoi et, par suite, la trajectoire no/ suivie par l'aéronef 10, le procédé de détermination d'une vitesse angulaire en virage selon l'invention permet de prendre en compte deux situations différentes. Lorsque la modification de l'angle de route TI(soi est inférieure ou égale à un angle seuil, le cap III est alors corrigé afin de conserver un écart sensiblement inchangé entre l'angle de route Tleso/ et le cap «r modifié préalablement par le pilote. Lorsque la modification de l'angle de route Tksoi est supérieure à l'angle seuil, le cap «t est déduit de la vitesse angulaire en lacet lb déterminée à partir des valeurs d'anticipation A et de correction B par le procédé de détermination d'une vitesse angulaire en virage selon l'invention. Naturellement, la présente invention est sujette à de nombreuses variations quant à sa mise en oeuvre. Bien que plusieurs modes de réalisation aient été décrits, on comprend bien qu'il n'est pas concevable d'identifier de manière exhaustive tous les modes possibles. Il est bien sûr envisageable de remplacer un moyen décrit par un moyen équivalent sans sortir du cadre de la présente invention. Notamment, l'aéronef 10 équipé de ce système de détermination d'une vitesse angulaire en virage 1 n'est pas limité à l'aéronef 10 représenté sur la figure 1. Cet aéronef 10 peut par exemple comporter deux rotors principaux ou bien être un hélicoptère hybride. De plus, le nombre de pales principales 111,112,113 d'un rotor principal 11 ainsi que le nombre de pales secondaires 121,122,123,124 d'un rotor arrière 12 ne sont pas limités à l'exemple d'aéronef 10 représenté sur la figure 1. Un rotor principal 11 ou un rotor arrière 12 peut en effet comporter deux, trois, quatre, cinq pales, voire plus de cinq pales. REVENDICATIONS1. Procédé de détermination d'une vitesse angulaire en virage pour un aéronef à voilure tournante (10), ledit aéronef (10) volant selon une trajectoire T501 par rapport au sol avec une vitesse 5 d'avancement Va, ladite vitesse d'avancement Va pouvant être déterminée par rapport au sol pour former une vitesse d'avancement par rapport au sol Vasot et par rapport à l'air pour former une vitesse d'avancement par rapport à l'air Vaair, une direction longitudinale X s'étendant de l'avant dudit aéronef (10) 10 vers l'arrière dudit aéronef (10), une direction d'élévation Z s'étendant de bas en haut perpendiculairement à ladite direction longitudinale X et une direction transversale Y s'étendant de droite à gauche perpendiculairement auxdites directions longitudinale X et d'élévation Z, ledit aéronef (10) comportant : 15 -au moins une voilure tournante (11) munie de plusieurs pales dont le pas collectif et le pas cyclique sont variables autour d'un axe de pas, ledit aéronef (10) étant capable d'effectuer des mouvements de rotation autour desdites directions (X,Y,Z) et de translation selon lesdites directions (X,Y,Z), et 20 - un pilote automatique (15) générateur d'ordres de commande selon des modes prédéfinis de fonctionnement et selon des consignes de vol, lesdits ordres de commande pouvant provoquer lesdits mouvements dudit aéronef (10) en rotation et/ou en translation selon lesdites directions (X,Y,Z), 25 caractérisé en ce que -on détermine une vitesse longitudinale VLong à utiliser pour déterminer une valeur d'anticipation A d'une vitesse angulaire en lacet lb dudit aéronef (10) à appliquer lors d'un virage telle que :o ladite vitesse longitudinale VLong est égale à une vitesse d'avancement longitudinale par rapport au sol (Va't)Long telle que VLong = (Va'i)Long lorsque ladite vitesse d'avancement longitudinale par rapport au sol (Vasoi) Long est strictement comprise dans un premier intervalle Intl centré sur une vitesse d'avancement longitudinale par rapport à l'air (I7 aoir) Long et d'une largeur Dinti, o ladite vitesse longitudinale V - Long est égale à une première borne supérieure dudit premier intervalle Intl lorsque ladite vitesse d'avancement longitudinale par rapport au sol asoi) Long est supérieure ou égale à ladite première borne supérieure, ladite première borne supérieure étant égale à ladite vitesse d'avancement longitudinale par rapport à l'air (17 aair) Long à laquelle est ajoutée une marge Offset égale à la moitié de ladite largeur Dintl, telle que Offset= D 12 et VLong = (Va air) Long + Dinti 2 O ladite vitesse longitudinale VLong est égale à une première borne inférieure dudit premier intervalle Intl lorsque ladite vitesse d'avancement longitudinale par rapport au sol (V asol) Long inférieure, ladite première borne inférieure étant égale à ladite vitesse d'avancement longitudinale par rapport à l'air (17 aair) Long à laquelle est soustraite ladite marge Offset, Dinti telle que VLong = (Va-air) Long 2 -on détermine ladite valeur d'anticipation A de ladite vitesse angulaire en lacet (ib) telle que A= Gy Gy étant une accélération latérale dudit aéronef (10) commandée par un pilote dudit aéronef (10), est inférieure ou égale à ladite première borne-on détermine une vitesse latérale VLat à utiliser pour déterminer une valeur de correction B de ladite vitesse angulaire en lacet ib à appliquer lors dudit virage telle que : o ladite vitesse latérale VLat est égale à une vitesse d'avancement latérale par rapport au sol (Vasa/)Lot telle que asol_ Lat VLat = (V ) lorsque ladite vitesse d'avancement latérale par rapport au sol (Vasa/)Lot est strictement comprise dans un second intervalle Int2 borné d'une part par une seconde borne inférieure égale à un premier produit d'un premier coefficient multiplicateur Ki et d'un facteur de charge latéral Ny dudit aéronef (10) auquel est soustraite une marge inférieure 0 f fsetu, et d'autre part par une seconde borne supérieure égale audit premier produit auquel est ajoutée une marge supérieure Of fsetHi, o ladite vitesse latérale VLat est égale à ladite seconde borne supérieure lorsque ladite vitesse d'avancement latérale par rapport au sol (Vasa/hot est supérieure ou égale à ladite seconde borne supérieure, telle que VLat = K1 x Ny + Of fsetHi, o ladite vitesse latérale VLat est égale à ladite seconde borne inférieure lorsque ladite vitesse d'avancement latérale par rapport au sol (Vasa/)Lot est inférieure ou égale à ladite seconde borne inférieure, telle que VLat = K1 x Ny - Off setu,, -on détermine ladite valeur de correction B de ladite vitesse angulaire en lacet lb telle que B = K2 X VLat, K2 étant un second coefficient multiplicateur, et -on détermine ladite vitesse angulaire en lacet ib afin de poursuivre ladite trajectoire Tsoi selon ledit virage, telle que ib = A + B. 2. Procédé de détermination d'une vitesse angulaire en virage pour un aéronef à voilure tournante (10) selon la revendication 1, caractérisé en ce que lesdites marge Offset, marge supérieure OffsetHi et marge inférieure Offsetu, sont variables et diminuent lorsque ladite vitesse d'avancement par rapport à l'air Vaair augmente. 3. Procédé de détermination d'une vitesse angulaire en virage pour un aéronef à voilure tournante (10) selon l'une 10 quelconque des revendications 1 à 2, caractérisé en ce que ladite valeur Offset est égale à 20 noeuds (20 kt) lorsque ladite vitesse d'avancement par rapport à l'air Vaair est inférieure à 20 noeuds (20 kt). 4. Procédé de détermination d'une vitesse angulaire en 15 virage pour un aéronef à voilure tournante (10) selon l'une quelconque des revendications 1 à 3, caractérisé en ce que lesdites marge supérieure OffsetHi et marge inférieure OffsetLo sont respectivement égales à +20 noeuds (+20 kt) et -20 noeuds (-20 kt) lorsque ladite vitesse d'avancement par 20 rapport à l'air Vaair est inférieure à 20 noeuds (20kt). 5. Procédé de détermination d'une vitesse angulaire en virage pour un aéronef à voilure tournante (10) selon l'une quelconque des revendications 1 à 4, caractérisé en ce que lesdites marge Offset, marge supérieure 25 OffsetHi et marge inférieure OffsetLo sont nulles lorsque ladite vitesse d'avancement par rapport à l'air Vaair est supérieure ou égale à 70 noeuds (70kt). 6. Procédé de détermination d'une vitesse angulaire en virage pour un aéronef à voilure tournante (10) selon l'une quelconque des revendications 1 à 5, caractérisé en ce que ledit facteur de charge latéral Ny est un 5 facteur compensé afin de prendre en compte un facteur de charge dudit aéronef (10) en vol stationnaire. 7. Procédé de détermination d'une vitesse angulaire en virage pour un aéronef à voilure tournante (10) selon l'une quelconque des revendications 1 à 6, 10 caractérisé en ce que lorsque ledit cap e est modifié par une action d'un pilote dudit aéronef (10), ledit cap (ft modifié est conservé si ladite vitesse d'avancement par rapport à l'air Vaair est inférieure ou égale à une vitesse seuil Vseuil. 8. Procédé de détermination d'une vitesse angulaire en 15 virage pour un aéronef à voilure tournante (10) selon la revendication 7, caractérisé en ce que ladite vitesse seuil Vseuit est variable en fonction de ladite vitesse longitudinale 1/Lon9. 9. Procédé de détermination d'une vitesse angulaire en 20 virage pour un aéronef à voilure tournante (10) selon la revendication 8, caractérisé en ce que ladite vitesse seuil Vseuil est constante lorsque ladite vitesse longitudinale 17Long est supérieure ou égale à 30 noeuds (30 kt), puis augmente lorsque ladite vitesse 25 longitudinale 17Lon9 diminue jusqu'à 15 noeuds (15 kt) et est constante lorsque ladite vitesse longitudinale liLong est inférieure à 15 noeuds (15 kt). 10. Procédé de détermination d'une vitesse angulaire en virage pour un aéronef à voilure tournante (10) selon l'une quelconque des revendications 1 à 9, caractérisé en ce que lorsqu'une modification dudit cap e suite à une première action d'un pilote dudit aéronef (10) est suivie par une seconde action en roulis dudit pilote entraînant une modification d'un angle de route Tk'/ dudit aéronef (10) inférieure ou égale à un angle seuil, ledit cap e est alors modifié afin de conserver un écart inchangé entre ledit angle de route Tk'/ et ledit cap e. 11. Procédé de détermination d'une vitesse angulaire en virage pour un aéronef à voilure tournante (10) selon l'une quelconque des revendications 1 à 9, caractérisé en ce que lorsqu'une modification dudit cap tfr suite à une première action d'un pilote dudit aéronef (10) est suivie par une seconde action en roulis dudit pilote entraînant une modification d'un angle de route Tk'/ dudit aéronef (10) supérieure à un angle seuil, ledit cap e est déterminé à partir de ladite vitesse angulaire en lacet ib dudit aéronef (10) et des valeurs d'anticipation A et de correction B. 12.Système de détermination d'une vitesse angulaire en virage (1) pour un aéronef à voilure tournante (10), ledit aéronef (10) volant selon une trajectoire T'/ par rapport au sol avec une vitesse d'avancement Va, ladite vitesse d'avancement Va pouvant être déterminée par rapport au sol pour former une vitesse d'avancement par rapport au sol Vasoi ou bien par rapport à l'air pour former une vitesse d'avancement par rapport à l'air Vaair, une direction longitudinale X s'étendant de l'avant dudit aéronef (10) vers l'arrière dudit aéronef (10), une direction d'élévation Z s'étendant de bas en haut perpendiculairement à ladite directionlongitudinale X et une direction transversale Y s'étendant de droite à gauche perpendiculairement auxdites directions longitudinale X et d'élévation Z - ledit aéronef (10) comportant au moins une voilure tournante ( 11 ) munie de plusieurs pales dont le pas collectif et le pas cyclique sont variables autour d'un axe de pas, ledit aéronef (10) étant capable d'effectuer des mouvements de rotation autour desdites directions (X,Y,Z) et de translation selon lesdites directions (X,Y,Z), - un pilote automatique (15) générateur d'ordres de commande selon des modes prédéfinis de fonctionnement, lesdits ordres de commande pouvant provoquer lesdits mouvements dudit aéronef (10) en rotation et/ou en translation selon lesdites directions (X,Y,Z), et - ledit système de détermination d'une vitesse angulaire en virage (1) comportant o au moins un composant (20,30), et o au moins une mémoire (18), caractérisé en ce que ledit système de détermination d'une vitesse 20 angulaire en virage (1) met en oeuvre le procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 11. 13. Système de détermination d'une vitesse angulaire en virage (1) pour un aéronef à voilure tournante (10) selon la revendication 12, 25 caractérisé en ce que ledit système de détermination d'une vitesse angulaire en virage (1) comporte un premier composant (20) afin de déterminer ladite valeur d'anticipation A de ladite vitesse angulaire zi), telle que A = Gy V LongGY étant ladite accélération latérale commandée par ledit pilote dudit aéronef (10) et 17Lon9 ladite vitesse longitudinale, et un second composant (30) afin de déterminer ladite valeur de correction B de ladite vitesse angulaire telle que B= K2 x VLat, VLat étant ladite vitesse latérale et 1(2 ledit second coefficient multiplicateur. 14. Système de détermination d'une vitesse angulaire en virage (1) pour un aéronef à voilure tournante (10) selon l'une 10 quelconque des revendications 12 à 13, caractérisé en ce que ledit premier composant (20) comporte un premier limiteur (21), un premier soustracteur (22), un premier additionneur (23) et un diviseur (24), - ledit premier soustracteur (22) et ledit premier additionneur (23) 15 étant positionnés en amont dudit premier limiteur (21), respectivement en amont d'une première entrée minimale Minl et d'une première entrée maximale Maxi dudit premier limiteur (21), ledit premier soustracteur (22) et ledit premier additionneur (23) recevant en entrée ladite vitesse 20 d'avancement longitudinale par rapport à l'air (Vaair)Long et ladite marge Offset puis délivrant en sortie respectivement une première soustraction et une première addition entre ladite vitesse d'avancement longitudinale par rapport à l'air (Vetair)Long et ladite marge Offset, 25 - ledit premier limiteur (21) recevant en entrée principale ladite vitesse d'avancement longitudinale par rapport au sol (Vasoil 'Long, et en premières entrées minimale Minl et maximale Maxi respectivement ladite première soustraction et ladite première addition puis délivrant en sortie ladite vitesse longitudinale 17Long 30 qui est égale à ladite vitesse d'avancement longitudinale parrapport au sol (V asoaLong limitée auxdites premières entrées minimale Minl et maximale Maxi lorsque ladite vitesse d'avancement longitudinale par rapport au sol (Vasoil 'Long est respectivement inférieure ou supérieure auxdites premières entrées minimale Minl et maximale Maxi, et ledit diviseur (24) étant positionné en aval dudit premier limiteur (21), ledit diviseur (24) recevant en entrée comme numérateur ladite accélération latérale Gy dudit aéronef (10) commandée par un pilote dudit aéronef (10) et comme dénominateur ladite vitesse longitudinale VLong puis délivrant en sortie une division de ladite accélération latérale Gy par ladite vitesse longitudinale VLong correspondant à ladite valeur d'anticipation A de ladite vitesse angulaire tb en lacet à appliquer audit aéronef (10). 15.Système de détermination d'une vitesse angulaire en virage (1) pour un aéronef à voilure tournante (10) selon l'une quelconque des revendications 7 à 9, caractérisé en ce que ledit second composant (30) comporte un second limiteur (31), un second soustracteur (32), un second additionneur (33) et deux multiplicateurs (34,35), - un premier multiplicateur (34) étant positionné en amont du second soustracteur (32) et du second additionneur (32), ledit premier multiplicateur (34) recevant en entrée ledit premier coefficient multiplicateur Ki et ledit facteur de charge latéral Ny puis délivrant en sortie un premier produit dudit premier coefficient multiplicateur Ki et dudit facteur de charge latéral Ny, - ledit second soustracteur (32) et ledit second additionneur (33) étant positionnés en amont dudit second limiteur (31), respectivement en amont d'une seconde entrée minimale Min2 et d'une seconde entrée maximale Max2 dudit second limiteur (31), ledit second soustracteur (32) et ledit second additionneur(33) recevant en entrée ledit premier produit ainsi que respectivement ladite marge inférieure OffsetLo et ladite marge supérieure Offsetm puis délivrant en sortie respectivement une seconde soustraction entre ledit premier produit et ladite marge inférieure OffsetLo ainsi qu'une seconde addition entre ledit premier produit et ladite marge supérieure Offsetm, - ledit second limiteur (31) recevant en entrée principale ladite vitesse d'avancement latérale par rapport au sol (Vasot)Lat, et en secondes entrées minimale M1n2 et maximale Max2 respectivement ladite seconde soustraction et ladite seconde addition puis délivrant en sortie ladite vitesse latérale VLat qui est égale à ladite vitesse d'avancement latérale par rapport au sol (VasoaLat limitée auxdites secondes entrées minimale M1n2 et maximale Max2 lorsque ladite vitesse d'avancement latérale par rapport au sol (Vasoi)Lat est respectivement inférieure ou supérieure auxdites secondes entrées minimale Min2 et maximale Max2, et - un second multiplicateur (35) étant positionné en aval dudit second limiteur (31) et recevant en entrée ladite vitesse latérale VLat et ledit second coefficient multiplicateur K2, puis délivrant en sortie un second produit de ladite vitesse latérale VLat et dudit second coefficient multiplicateur K2 correspondant à ladite valeur de correction B de ladite vitesse angulaire ib en lacet à appliquer audit aéronef (10). 16.Système de détermination d'une vitesse angulaire en virage (1) pour un aéronef à voilure tournante (10) selon l'une quelconque des revendications 7 à 10, caractérisé en ce que ledit second composant (30) comporte un compensateur (36) positionné avant ledit premier multiplicateur 30 (34) afin de prendre en compte un facteur de charge latéral dudit aéronef (10) en vol stationnaire.