Brevet FR3141448A1 — publié le 20240503

Procédé de contrôle d’un aéronef multi-rotors télépiloté Procédé de contrôle d’un aéronef (1) multi-rotor télépiloté subissant une panne moteur en vol, comprenant les étapes suivantes : - détection de la panne et évaluation de niveaux de saturation (T min , T max ) des moteurs (5), - calcul d’un centre de gravité optimal à partir des niveaux de saturation, - actionnement d’une commande de déplacement d’au moins un élément lourd (9) de l’aéronef pour rapprocher un centre de gravité de l’aéronef du centre de gravité optimal, - obtention de consignes de haut niveau, - allocation de contrôle, par inversion d’une matrice d’allocation de contrôle et obtention d’une consigne de poussée pour chaque moteur (5), - désaturation des consignes de poussée par ajustement des consignes de haut niveau pour tenir compte des niveaux de saturation, et - envoi de commandes de régime aux moteurs (5), déterminées à partir des consignes de poussée désaturées. Figure à publier avec l’abrégé : 1 Procédé de contrôle d’un aéronef multi-rotors télépiloté Domaine technique de l’invention L’invention concerne un procédé de contrôle d’un aéronef multi-rotors télépiloté. Plus précisément, l’invention concerne un procédé de contrôle de l’aéronef en cas de panne affectant au moins un des moteurs actionnant les rotors. L’aéronef est par exemple un drone à décollage et à atterrissage vertical, par exemple un drone à hélices, notamment quadrimoteur. Etat de la technique antérieure Les algorithmes de pilotages des aéronefs multi-rotors télépilotés sont mis en œuvre par une électronique de contrôle embarquée et permettent une régulation de l’altitude, de la position et de l’attitude de l’aéronef en fonction de commandes reçues à distance et/ou de missions autonomes enregistrées. Ces algorithmes fonctionnent à partir d’un certain nombre de consignes dites de haut-niveau et en déduisent des consignes de poussée à fournir par chacun des rotors de l’aéronef pour appliquer ces consignes de haut-niveau. Lesdites consignes de haut niveau comprennent par exemple une consigne de poussée collective, une consigne de couple de roulis, une consigne de couple de tangage et une consigne de couple de lacet, et forment donc un vecteur de quatre variables. Ce vecteur peut être calculé au moyen d’une matrice d’allocation qui fait le lien entre les poussées générées par chacun des rotors et les couples appliqués au centre des rotors. Les consignes de régime transmises aux rotors sont obtenues par inversion de cette matrice, qui permet alors de déterminer les forces devant être appliquées par chacun des rotors pour appliquer les consignes de haut niveau, puis en calculant un régime de chaque moteur fournissant cette force nécessaire. Plusieurs évènements peuvent conduire à des pannes dans un des moteurs électriques entraînant les hélices, comme par exemple la perte des canaux de puissance ou des signaux de commande des moteurs, ou même un défaut d’installation mécanique d’une hélice (vissage, etc.). Cette panne, si elle n’est pas prise en compte par le contrôleur de vol, conduit à la déstabilisation du véhicule et la perte de son contrôle. Le brevet référencé EP 3176084 B1 décrit une solution de gestion des pannes applicable aux aéronefs à six rotors, qui passe par l’inversion du sens de rotation d’un des moteurs non-défaillants, pour contrebalancer l’effet du moteur défaillant. Cette stratégie n’est cependant pas généralisable aux aéronefs quadri-rotors plus communs et moins massifs. Pour les aéronefs quadrimoteurs, des stratégies algorithmiques de contrôle en cas de panne existent. Les algorithmes actuels de contrôle sont prévus pour, en cas de panne moteur, modifier les allocations de contrôle afin de prendre en compte la panne, en recalculant une nouvelle matrice d’allocation de taille réduite correspondant au nombre de moteurs fonctionnels. Le brevet référencé EP 3007973 B1 divulgue une solution prenant en compte une panne en modifiant les boucles de haut-niveau par adaptation des consignes d’altitude et de vitesse angulaire. Une telle solution nécessite de réduire l’enveloppe de vol, c’est-à-dire de restreindre les possibilités en termes d’altitude et de rotation permises à l’aéronef, et applique une vitesse de rotation importante en lacet pour maintenir la stabilité. Cette stratégie présente une complexité importante car elle nécessite la reconfiguration d’un contrôle pouvant prendre en compte toutes les pannes possibles. Les différents cas d’allocation de contrôle doivent être implémentés intégralement sur les calculateurs, ce qui rend cette méthode complexe et peu généralisable. De plus, de manière générale, seules les pannes complètes sont envisagées, c’est-à-dire les cas où un rotor ne fournit plus aucun couple. Les cas où un des rotors fournit un couple limité ou bien se met à tourner à une vitesse constante mais non contrôlée ne sont pas pris en compte. La généralisation des stratégies de contrôle à ce type de panne, de par leur caractère non-générique, s’avère très complexe et couteuse en temps de calcul. Présentation de l’invention L’invention vise à remédier à ces inconvénients, en proposant un procédé de contrôle d’un aéronef multi-rotors télépiloté permettant de gérer des pannes moteur de manière généralisable et applicable à un aéronef quadrimoteur. A cet effet, l’invention a pour objet un procédé de contrôle d’un aéronef multi-rotor télépiloté subissant une panne moteur en vol, l’aéronef comprenant un corps central et une pluralité de moteurs entrainant des rotors respectifs, le procédé comprenant les étapes suivantes : - détection de la panne et évaluation de niveaux de saturation des moteurs, - calcul d’un centre de gravité optimal à partir des niveaux de saturation des moteurs, - actionnement d’une commande de déplacement d’au moins un élément lourd de l’aéronef pour rapprocher un centre de gravité de l’aéronef du centre de gravité optimal, - obtention de consignes de haut niveau comprenant au moins une consigne parmi une consigne de poussée collective, une consigne de couple de rotation de roulis, une consigne de couple de rotation de tangage et une consigne de couple de rotation de lacet, - allocation de contrôle, par inversion d’une matrice d’allocation de contrôle et obtention d’une consigne de poussée pour chaque moteur, - désaturation des consignes de poussée par ajustement des consignes de haut niveau pour tenir compte des niveaux de saturation des moteurs, et - envoi de commandes de régime aux moteurs, déterminées à partir des consignes de poussée désaturées. Un tel procédé permet de maintenir le caractère pilotable d’un aéronef multi-rotor en cas de panne moteur, et est généralisable à un grand nombre de pannes et de configurations des moteurs. De plus, il ne nécessite pas de modification des boucles de haut-niveau fournissant les consignes de haut-niveau. L’étape d’obtention des consignes de haut-niveau peut comprendre la mise en œuvre d’au moins une boucle de régulation de haut-niveau configurée pour réguler au moins une vitesse, une position, une altitude et/ou une attitude de l’aéronef à partir d’instructions à distance, de missions autonomes enregistrées et/ou d’informations sur l’état de l’aéronef, lesdites boucles de haut niveau étant conservées identiques au cours du procédé de contrôle. Une telle caractéristique permet d’améliorer le caractère généralisable du procédé de contrôle en ne nécessitant pas d’adapter les boucles haut-niveau aux différents cas de pannes en recalculant une nouvelle matrice d’allocation. Le procédé peut comprendre des étapes de : - estimation d’une position actuelle d’un centre de gravité de l’aéronef, - prise en compte de la position actuelle du centre de gravité pour l’étape d’allocation de contrôle et l’étape de désaturation des consignes de poussée. Une telle caractéristique permet de prendre en compte la dynamique de déplacement des éléments lourds qui peut prendre un certain temps pour rapprocher le centre de gravité actuel du centre de gravité optimal. Au cours de l’étape de désaturation, les consignes de haut niveau peuvent être ajustées selon un ordre de modification des consignes prédéterminé. Une telle caractéristique permet de gérer les consignes selon leur priorité lors de la désaturation, en tenant compte de leur criticité dans la pilotabilité de l’appareil. Les consignes les moins prioritaires sont modifiées en premier dans l’ordre de modification. La commande de couple de rotation de lacet et la commande de poussée collective peuvent venir avant la commande de couple de rotation de tangage et la commande de couple de rotation de roulis dans l’ordre de modification des consignes. Les commandes de lacet et de poussée collective présentent des priorités moins élevées et sont modifiées de manière préférentielle pour désaturer les consignes de poussée des moteurs. Une telle caractéristique permet de modifier en premier lieu les consignes les moins critiques pour la stabilité et la pilotabilité de l’appareil au cours de la désaturation. La commande de couple de rotation de lacet peut venir avant la commande de poussée collective dans l’ordre de modification des consignes. Une telle caractéristique permet de modifier en premier la commande de couple de lacet, qui est la moins importante dans le pilotage d’un aéronef multi-rotor. Le niveau de saturation de chaque moteur peut s’exprimer par une valeur de poussée minimale fournie par le moteur et par une valeur de poussée maximale fournie par le moteur. La valeur de poussée minimale et la valeur de poussée maximale peuvent être égales l’une à l’autre et/ou égales à 0. Une telle caractéristique permet de considérer de manière simple un large éventail de pannes. L’aéronef peut comprendre quatre moteurs actionnant chacun un rotor. Le procédé selon l’invention est particulièrement pertinent dans le cas d’un quadri-rotor, car aucun moteur redondant n’est disponible pour compenser simplement la panne. L’invention concerne en outre un aéronef multi-rotor télépiloté, comprenant un corps central, une pluralité de moteurs entrainant des rotors respectifs et une électronique de commande comprenant au moins un processeur et une mémoire, caractérisé en ce que l’aéronef comprend également des moyens de déplacement d’éléments lourds de l’aéronef, propres à déplacer un centre de gravité de l’aéronef, et en ce que l’électronique de commande est configurée pour mettre en œuvre un procédé tel que défini ci-avant. Les éléments lourds comprennent par exemple au moins une batterie configurée pour alimenter les moteurs. Les moyens de déplacement des éléments lourds peuvent comprendre au moins un rail, avantageusement deux rails montés perpendiculaires l’un à l’autre, fixé au corps central, sur lequel les éléments lourds sont montés mobiles en translation. Une telle caractéristique permet de déplacer de manière simple et robuste les éléments lourds selon un ou deux axes de déplacement. Alternativement, les moyens de déplacement peuvent comprendre un bras articulé portant les éléments lourds à une extrémité. Brève description des figures est une vue schématique d’un aéronef télépiloté de type quadri-rotor selon l’invention, est un schéma d’un procédé de contrôle selon l’invention mis en œuvre par l’aéronef de la , et est une vue schématique des positions des différents éléments de l’aéronef utilisées dans des calculs mis en œuvre au cours du procédé de contrôle. Description détaillée de l’invention Un aéronef 1 est représenté sur la . L’aéronef 1 est un aéronef quadri-rotors télépiloté, aussi connu sous le nom de drone quadrimoteur. L’aéronef 1 comprend un corps central 3 et quatre moteurs 5 disposés aux extrémités de bras 6 répartis autour du corps central 3 de part et d’autre dans un plan médian P, chaque moteur 5 étant agencé pour entraîner un rotor 7 en rotation autour d’un axe de rotation R respectif perpendiculaire au plan médian P. On définit un axe de roulis X, un axe de tangage Y et un axe de lacet Z, formant un repère orthogonal comme représenté sur la . Les moteurs 5 ont des moteurs électriques commandés indépendamment au moyen d’une commande de couple respective, et appliquent sur l’axe du rotor un couple mécanique proportionnel à cette commande, dont résulte une poussée mécanique. L’aéronef comprend de plus au moins une batterie 9 propre à alimenter les moteurs 5 en énergie. La batterie 9 est un élément lourd de l’aéronef 1, monté sur des moyens de déplacement du centre de gravité de l’aéronef. Par exemple, la batterie 9 est montée sur un système de rails 11 par des roues 13 entrainées par des moteurs électriques (non représentés). Cet arrangement permet de déplacer les batteries 9 selon les deux directions des rails 11, parallèlement au plan médian P. Les deux directions de déplacement sur les rails 11 sont par exemple orientées parallèlement aux axes de roulis X et de tangage Y respectivement. L’aéronef 1 comprend en outre une électronique de contrôle 15 de vol embarquée, propre à mettre en œuvre un procédé de contrôle selon l’invention, permettant de calculer les consignes de régime transmises aux moteurs 5, en situation normale et en cas de panne en vol. L’électronique de contrôle 15 comprend, de manière connue en soi, au moins un processeur et une mémoire, ainsi que des moyens de communication à distance configurés pour permettre le télé-pilotage. La mémoire contient également au moins une mission autonome pré-enregistrée. Chaque moteur 5 comprend de plus une électronique moteur propre, avec laquelle communique l’électronique de contrôle 15. L’électronique moteur applique les consignes de régime envoyées par l’électronique de contrôle 15 et envoie en retour une valeur de régime effectivement fourni par le moteur, et est configurée pour mettre en œuvre des logiques de régulation propres connues de l’état de la technique. Différents capteurs peuvent être connectés à et pilotés par l’électronique de contrôle 15, par exemple un GPS, un baromètre, un capteur de flux-optique, une centrale inertielle, un magnétomètre, etc… Avantageusement, l’électronique de contrôle 15 est connectée à au moins un capteur de déplacement d’au moins un élément lourd, configuré pour mesurer des informations représentatives d’une position actuelle du centre de gravité de l’aéronef 1. Ces informations représentatives d’une position actuelle du centre de gravité de l’aéronef 1 comprennent par exemple un déplacement des batteries 9 sur chacun des axes de déplacement sur les rails 11. Les connexions entre les différents éléments de l’aéronef 1 ne sont pas représentées par soucis de clarté. Un procédé selon l’invention est décrit ci-après, en référence à la . Ce procédé est mis en œuvre par l’électronique de contrôle de l’aéronef 1 à partir d’informations stockées dans la mémoire et de mesures fournies par les différents capteurs. Le procédé permet de contrôler au mieux les consignes de régime envoyées par l’électronique de contrôle 15 aux électroniques des moteurs 5 en cas de panne en vol, afin de maintenir l’altitude et la manœuvrabilité de l’aéronef 1. Le procédé est décrit en se référant à la , qui représente schématiquement les positions d’éléments de l’aéronef 1 utilisées dans les calculs mis en œuvre par ledit procédé. Le plan médian P et les axes de roulis X et de lacet Y représentés sur la sont ceux décrits plus haut. L’axe de roulis X et l’axe de tangage Y s’intersectent à un centre de gravité initial de l’aéronef, qui est un barycentre des positions des rotors 7. Les positions des rotors 7 sont indiquées par leurs centres R 1 à R 4 respectifs, qui sont écartés du centre de gravité initial d’une distance dx selon la direction de l’axe de roulis X et d’une distance dy selon la direction de l’axe de tangage Y. Comme décrit plus haut, un centre de gravité G actuel, représenté sur la , peut être déplacé en déplaçant des éléments lourds de l’aéronef, comme la batterie 9, par des moyens de déplacement associés. Le déplacement du centre de gravité actuel G de l’aéronef est exprimé par un décalage δx mesuré selon la direction de l’axe de roulis X et un décalage δy mesuré selon la direction de l’axe de tangage Y, lesdits décalages δx et δy pouvant varier dans le temps. Le procédé comprend, tel qu’illustré dans la , de manière connue, une étape d’obtention de consignes 100, au cours de laquelle sont obtenues des consignes de haut-niveau, au moyen d’au moins une boucle de contrôle de haut-niveau de position, d’altitude et d’attitude. A partir de consignes de mouvement obtenues par télé-pilotage et de l’état actuel de l’aéronef 1, les boucles de contrôle haut-niveau calculent des consignes de haut-niveau. Ces boucles de haut niveau ne sont pas modifiées au cours du procédé en cas de panne moteur, la compensation de la panne étant uniquement faite sur les systèmes de bas niveau comme décrit plus bas. Les consignes de haut-niveau comprennent, par exemple une valeur de poussée collective T désirée, et des valeurs de couple de rotation de l’aéronef 1 selon les axes de roulis X, de tangage Y et de lacet Z, notées M 1 , M 2 et M 3 respectivement ci-après. Le procédé comprend en outre une étape de détection de panne 110, au cours de laquelle la présence éventuelle d’une panne affectant un ou plusieurs moteurs 5 est détectée par mise en œuvre des capteurs mentionnés plus haut, propres à mesurer un couple ou une poussée fourni(e) par chaque moteur 5. Le procédé comprend alors une étape d’évaluation 111 des conséquences de la panne sur la poussée mécanique fournie par chacun des moteurs 5, fonctionnel ou défectueux. Notamment, chaque moteur 5 se voit attribuer des valeurs dites de saturation, qui comprennent un niveau de poussée maximal T max et un niveau de poussée minimal T min que le moteur est capable de fournir, ce qui permet de traiter de manière générale un large éventail de pannes possibles. Par exemple, dans le cas d’un moteur complètement non-fonctionnel, les valeurs de saturation attribuées au moteur sont T max = T min = 0. Cette étape d’évaluation 111 permet également de considérer les cas où un moteur ne fonctionne qu’en capacité réduite, ainsi que ceux où un moteur reste actif mais fournit un couple non-contrôlé, par exemple en cas d’erreur sur les bus de données. Avantageusement, le procédé comprend ensuite une étape de détermination 120 d’une position actuelle du centre de gravité G de l’aéronef 1, mettant en œuvre les capteurs de position décrits plus haut. La position actuelle du centre de gravité est exprimée par les décalages δx et δy décrits plus haut. Par exemple, les capteurs de position mesurent la position des batteries 9 sur les rails 11 et la position actuelle du centre de gravité G est calculée à partir de la position des batteries et d’un profil de masse de l’aéronef 1 enregistré dans la mémoire. Alternativement, la position actuelle du centre de gravité G est déterminée par interpolation en considérant la position de départ du centre de gravité et une vitesse de déplacement moyenne enregistrée dans la mémoire. Encore alternativement, la position actuelle du centre de gravité G est considérée comme identique à une position de consigne du centre de gravité, comme déterminée ci-après. Dans ce cas, la dynamique de déplacement du centre de gravité G est ignorée. La détermination précise de la position actuelle du centre de gravité G améliore la précision des étapes suivantes d’allocation de contrôle et de désaturation des commandes moteurs. Le procédé comprend ensuite une étape d’allocation de contrôle 130, au cours de laquelle des consignes de poussée à envoyer aux moteurs sont déterminées à partir des consignes de haut-niveau et d’informations relatives à l’état de l’aéronef, comprenant au moins des informations sur l’état de chaque moteur 5 et la position actuelle du centre de gravité, déterminée précisément ou bien estimée comme décrit plus haut. Le lien entre les consignes de haut niveau et les consignes de poussée transmises à chacun des moteurs est fait par une matrice d’allocation A. Les consignes de haut niveau comprennent une valeur de poussée collective T désirée et des valeurs de couple de rotation de l’aéronef 1 selon les axes de roulis X, de tangage Y et de lacet Z, notées M 1 , M 2 et M 3 , réunies en un vecteur de quatre variables. Identiquement, les consignes de poussées des moteurs T 1 à T 4 forment un vecteur à quatre variables. Ainsi, la matrice d’allocation A est une matrice carrée 4x4, telle que : Avec . Le calcul du vecteur des consignes de poussée passe alors par une inversion de la matrice d’allocation A, qui donne : . Une fois la matrice d’allocation de contrôle inversée, le vecteur des consignes de poussée T 1 -T 4 envoyées à chacun des moteurs est calculé à partir du vecteur des consignes de haut niveau. Le procédé comprend alors une étape de désaturation 140 des consignes de poussée T 1 -T 4 par ajustement des consignes de haut niveau pour tenir compte des niveaux de saturation T min et T max des moteurs. Chacune des consignes de poussée T 1 -T 4 est comparée aux niveaux de saturation du moteur correspondant, pour déterminer si la consigne tombe dans la plage de poussée T min -T max accessible au moteur. En cas de saturation d’une des consignes T 1 -T 4 , les consignes de haut niveau sont ajustées pour désaturer la consigne. L’ajustement des consignes de haut niveau est fait selon un ordre de modification prédéterminé, permettant de modifier de manière préférentielle les consignes les moins cruciales à la stabilité et à la pilotabilité de l’aéronef 1. Notamment, la commande de couple M 3 de rotation autour de l’axe de lacet Z et la commande de poussée collective T sont considérées moins prioritaires que les commandes de couple M 1 , M 2 de rotation autour des axes de roulis X et de tangage Y. Plus précisément, la commande de couple M 3 de rotation autour de l’axe de lacet Z est moins prioritaire que la commande de poussée collective T et vient donc avant dans l’ordre de modification. De même, la commande de couple M 1 de rotation autour de l’axe de roulis X est moins prioritaire que la commande M 2 de couple de rotation autour de l’axe de tangage Y. La fonction de désaturation, pour une consigne de haut niveau donnée, (couple de lacet M 3 , poussée collective T, couple de roulis M 1 ou couple de tangage M 2 ) réduit ou augmente la consigne en question jusqu’à la désaturation de la commande de poussée saturée (T 1 , T 2 , T 3 ou T 4 ). Le procédé comprend une étape de prise en compte 141 des informations de désaturation par les boucles de contrôle afin de limiter les actions intégrales des boucles d’asservissement pour éviter les phénomènes ‘anti-windup’, et pour réduire les consignes de haut niveau (par exemple réduction de l’enveloppe de vol) selon les capacités des moteurs restants fonctionnels. Le procédé comprend également une étape de détermination de commandes 142, au cours de laquelle sont déterminées des commandes de régimes à partir des poussées T 1 -T 4 désaturées et d’envoi desdites commandes de régimes aux électroniques des moteurs 5. Cette étape est connue en soit et dépend des types de moteur et de leur configuration, selon la gamme de l’aéronef 1. Le procédé comprend en parallèle une étape de calcul d’un centre de gravité optimal 150 à partir des niveaux de saturation des moteurs 5, qui permet de maximiser la pilotabilité de l’aéronef 1. Cette étape vise ainsi à déterminer les valeurs des décalages δx et δy qui assurent la contrôlabilité selon les axes de roulis X et tangage Y, augmentent les marges par rapport aux valeurs de saturation T min , T max des moteurs 5 et réduisent les erreurs de suivi des consignes ayant servi à la désaturation. Le centre de gravité optimal est celui qui en situation d’équilibre stationnaire correspond à des poussées égales sur les rotors 7 fonctionnels. Les valeurs de δx et δy correspondant à cette position optimale, ainsi que la valeur de poussée optimale T’ permettant d’égaliser la poussée demandée à chacun des rotors fonctionnels, sont données par le système d’équations suivant : dans lequel m est la masse de l’aéronef 1, g est la gravité, l’indice i recense les moteurs fonctionnels, dont les positions respectives sont notées x i et y i , et l’indice j recense les moteurs défaillants dont les positions respectives sont notées x j et y j , chaque moteur défaillant fournissant une poussée T j * (nulle en cas de panne totale). Le procédé comprend alors une étape d’actionnement 151 d’une commande de déplacement d’au moins un élément lourd de l’aéronef, notamment des batteries 9 montées sur les rails 11, pour rapprocher le centre de gravité actuel de l’aéronef du centre de gravité optimal, comme décrit plus haut. Procédé de contrôle d’un aéronef (1) multi-rotor télépiloté subissant une panne moteur en vol, l’aéronef (1) comprenant un corps central (3) et une pluralité de moteurs (5) entrainant des rotors (7) respectifs, le procédé comprenant les étapes suivantes : - détection (110) de la panne et évaluation (111) de niveaux de saturation (T min , T max ) des moteurs (5), - calcul d’un centre de gravité optimal (150) à partir des niveaux de saturation (T min , T max ) des moteurs (5), - actionnement d’une commande de déplacement (151) d’au moins un élément lourd (9) de l’aéronef (1) pour rapprocher un centre de gravité de l’aéronef (1) du centre de gravité optimal, - obtention de consignes (100) de haut niveau comprenant au moins une consigne parmi une consigne de poussée collective (T), une consigne de couple de rotation de roulis (M 1 ), une consigne de couple de rotation de tangage (M 2 ) et une consigne de couple de rotation de lacet (M 3 ), - allocation de contrôle (130), par inversion d’une matrice d’allocation de contrôle et obtention d’une consigne de poussée (T 1 -T 4 ) pour chaque moteur (5), - désaturation (140) des consignes de poussée (T 1 -T 4 ) par ajustement des consignes de haut niveau (T, M 1 , M 2 , M 3 ) pour tenir compte des niveaux de saturation (T min , T max ) des moteurs (5), et - envoi de commandes de régime (142) aux moteurs (5), déterminées à partir des consignes de poussée (T 1 -T 4 ) désaturées. Procédé selon la revendication précédente, dans lequel l’étape d’obtention des consignes (100) de haut-niveau comprend la mise en œuvre d’au moins une boucle de régulation de haut-niveau configurée pour réguler au moins une vitesse, une position, une altitude et/ou une attitude de l’aéronef (1) à partir d’instructions à distance, de missions autonomes enregistrées et/ou d’informations sur l’état de l’aéronef, lesdites boucles de haut niveau étant conservées identiques au cours du procédé de contrôle. Procédé selon l’une des revendications précédentes, dans lequel le procédé comprend des étapes de : - estimation (120) d’une position actuelle d’un centre de gravité de l’aéronef (1), - prise en compte de la position actuelle du centre de gravité pour l’étape d’allocation de contrôle (130) et l’étape de désaturation (140) des consignes de poussée. Procédé selon l’une des revendications précédentes, dans lequel, au cours de l’étape de désaturation (140), les consignes de haut niveau (T, M 1 , M 2 , M 3 ) sont ajustées selon un ordre de modification des consignes prédéterminé. Procédé selon la revendication 4, dans lequel la commande de couple de rotation de lacet (M 3 ) et la commande de poussée collective (T) viennent avant la commande de couple de rotation de tangage (M 2 ) et la commande de couple de rotation de roulis (M 1 ) dans l’ordre de modification des consignes. Procédé selon la revendication 4 ou 5, dans lequel la commande de couple de rotation de lacet (M 3 ) vient avant la commande de poussée collective (T) dans l’ordre de modification des consignes. Procédé selon l’une des revendications précédentes, dans lequel le niveau de saturation (T min , T max ) de chaque moteur (5) s’exprime par une valeur de poussée minimale (T min ) fournie par le moteur (5) et par une valeur de poussée maximale (T max ) fournie par le moteur (5). Procédé selon l’une des revendications précédentes, dans lequel l’aéronef (1) comprend quatre moteurs (5) actionnant chacun un rotor (7). Aéronef (1) multi-rotor télépiloté, comprenant un corps central (3), une pluralité de moteurs (5) entrainant des rotors (7) respectifs et une électronique de commande (15) comprenant au moins un processeur et une mémoire, caractérisé en ce que l’aéronef (1) comprend également des moyens de déplacement (11) d’éléments lourds (9) de l’aéronef (1), propres à déplacer un centre de gravité de l’aéronef (1), et en ce que l’électronique de commande (15) est configurée pour mettre en œuvre un procédé selon l’une des revendications précédentes. Aéronef (1) selon la revendication précédente, dans lequel les moyens de déplacement (11) des éléments lourds (9) comprennent au moins un rail, avantageusement deux rails montés perpendiculaires l’un à l’autre, fixé au corps central (3), sur lequel les éléments lourds (9) sont montés mobiles en translation.