Brevet FR3154703A1 — publié le 20250502

- Procédé et dispositif de génération d’un phénomène de flottement sur au moins une partie d’une aéronef. - Le dispositif (1) comporte une pluralité de capteurs (4) agencé sur l’aéronef (AC) et configurés pour mesurer des données d’entrée, un calculateur avionique (5) configuré pour déterminer, à partir desdites données d’entrée, au moins un ordre de commande pour au moins une gouverne (3) de l’aéronef (AC) en utilisant une loi de commande comprenant au moins une valeur de gain, ladite loi de commande étant configurée pour obtenir un ordre de commande permettant de générer un mode de flottement sur au moins une partie (2) de l’aéronef (AC), et un système de commande (6) configuré pour commander la gouverne (3) de l’aéronef (AC) de manière à générer ledit mode de flottement en utilisant l’ordre de commande déterminé par le calculateur avionique (5), ledit dispositif (1) permettant ainsi de générer un phénomène de flottement dans des conditions maîtrisées et d’étudier facilement et en toute sécurité, le comportement de l’aéronef (AC) soumis à ce flottement. Figure pour l’abrégé : Figure 1 Dispositif et procédé de génération d’un phénomène de flottement sur au moins une partie d’un aéronef. La présente invention concerne un dispositif et un procédé de génération d’un phénomène de flottement sur au moins une partie d’un aéronef. Etat de la technique Lors d’un vol, un aéronef est soumis à des efforts aérodynamiques qui déforment sa structure. Ces déformations couplées à l’écoulement d’air sur les surfaces externes de l’aéronef peuvent générer des phénomènes vibratoires indésirables, notamment au niveau de la voilure. En effet, pour une vitesse d’aéronef supérieure à une vitesse critique, des instabilités aéroélastiques apparaissent conduisant à un phénomène d’oscillation appelé flottement. Ce phénomène de flottement peut être dommageable pour l’aéronef ce qui conduit à limiter sa vitesse maximale. Il est donc intéressant de disposer de solutions pour contrer le phénomène de flottement. Une méthode de suppression du flottement consiste à modifier les propriétés d’amortissement des modes souples de l’aéronef (ou au moins de certaines parties) en vol en agissant sur des gouvernes, par exemple des ailerons, des volets ou des spoilers des ailes ou de la dérive. Cette méthode est mise au point à l’aide de simulations et nécessite que l’on évalue son efficacité en conditions réelles. Pour ce faire, un aéronef de test est amené dans des conditions à la limite du flottement, c’est-à-dire à une vitesse proche de sa vitesse critique, de façon à vérifier si les capacités d’augmentation de l’amortissement permettent d’obtenir ou non une suppression efficace du flottement. Toutefois, cette méthode n’est pas complètement satisfaisante. En effet, amener un aéronef proche de sa vitesse critique présente des risques. Tout d’abord, cela suppose une forte confiance dans la connaissance de la vitesse critique précise d’un aéronef donné. De plus, cette méthode de test ne permet pas d’évaluer la robustesse de la suppression de flottement, ni d'évaluer, le cas échéant, l’efficacité des algorithmes d’auto-adaptation associés à ladite suppression de flottement. Par ailleurs, en cas de comportement inattendu lors du test, le seul moyen de revenir à des conditions de vol stables est de diminuer la vitesse de l’aéronef pour s’écarter de la vitesse critique, ce qui n’est pas instantané. Il existe donc un besoin de trouver une solution plus sûre et extensive pour tester une telle méthode de suppression de flottement sur un aéronef. La présente invention a pour objet de proposer une solution pour remédier aux inconvénients précités. Elle concerne un procédé de génération d’un phénomène de flottement sur au moins une partie d’un aéronef. Selon l’invention, le procédé comporte au moins la suite d’étapes successives suivantes, mise en œuvre de façon répétitive : - une étape de mesure, mise en œuvre par une pluralité de capteurs agencés sur l’aéronef, pour mesurer des données d’entrée ; - une étape de traitement de données, mise en œuvre par un calculateur avionique, pour, à partir des données d’entrée mesurées à l’étape de mesure, déterminer au moins un ordre de commande pour au moins une gouverne de l’aéronef, l’ordre de commande étant déterminé en utilisant une loi de commande comprenant au moins un paramètre réglable correspondant à une valeur de gain, ladite loi de commande étant configurée pour obtenir un ordre de commande permettant de générer un mode de flottement sur au moins une partie de l’aéronef ; et - une étape de commande pour commander la gouverne de manière à générer ledit mode de flottement en utilisant l’ordre de commande déterminé à l’étape de traitement de données. Ainsi, grâce à l’invention, on est en mesure de générer un mode de flottement sur une partie de l’aéronef sans avoir besoin de s’approcher de sa vitesse critique. Il est donc possible d’étudier le comportement de l’aéronef lorsque celui-ci est soumis à un phénomène de flottement, et ce, dans des conditions maîtrisées et sûres. En effet, en cas d'événement indésirable lors de la génération du flottement, il suffit de stopper la mise en œuvre du procédé pour retrouver quasiment instantanément une situation stable pour l’aéronef. Avantageusement, le procédé comporte une étape de réglage, mise en œuvre par une unité de réglage, pour régler le ou les paramètres réglables de la loi de commande en temps réel, de manière à obtenir une ordre de commande pour la gouverne de l’aéronef permettant de générer un mode de flottement prédéterminé. En outre, de façon avantageuse, le procédé comporte une étape de prétraitement de données, mise en œuvre par le calculateur avionique avant l’étape de traitement de données, pour calculer un signal d’entrée pour la loi de commande à partir des données d’entrée acquises à l’étape d’acquisition, en utilisant l’équation suivante : dans laquelle : est le signal d’entrée de la loi de commande ; est le nombre de capteurs ; est une accélération mesurée par l’un desdits capteurs ; et est une accélération mesurée par l’un desdits capteurs configuré pour mesurer une accélération liée à un mouvement rigide de l’aéronef. Dans un mode de réalisation particulier, le procédé comporte une étape de post-traitement de données, mise en œuvre par le calculateur avionique après l’étape de traitement de données, pour appliquer au moins l’une des limitations suivantes à l’ordre de commande déterminé par la loi de commande : une limitation d’amplitude de déploiement, une limitation de vitesse de déploiement, un retard. Par ailleurs, avantageusement, la loi de commande comprend au moins une chaîne de filtrage. Dans un mode de réalisation particulier, le procédé comporte une étape de surveillance, mise en œuvre par une unité de surveillance, pour enregistrer les données d’entrée mesurées par la pluralité de capteurs au cours du temps, pour comparer lesdites données d’entrée à des valeurs seuil prédéterminées, et, si au moins l’une desdites données d’entrée est supérieure à ladite valeur seuil prédéterminée correspondante, pour inhiber le déploiement de la gouverne de l’aéronef commandée par l’ordre de commande. La présente invention concerne également un dispositif de génération d’un phénomène de flottement sur au moins une partie d’un aéronef. Selon l’invention, ledit dispositif comporte au moins : - une pluralité de capteurs agencés sur l’aéronef et configurés pour mesurer des données d’entrée ; - un calculateur avionique agencé sur l’aéronef et configuré pour déterminer, à partir desdites données d’entrée, au moins un ordre de commande pour au moins une gouverne de l’aéronef, l’ordre de commande étant déterminé en utilisant une loi de commande comprenant au moins un paramètre réglable correspondant à une valeur de gain, ladite loi de commande étant configurée pour obtenir un ordre de commande permettant de générer un mode de flottement sur au moins une partie de l’aéronef ; et - un système de commande configuré pour commander ladite gouverne de manière à générer ledit mode de flottement en utilisant l’ordre de commande déterminé par le calculateur avionique. Avantageusement, le dispositif comporte une unité de réglage comprenant une interface interactive permettant de régler le ou les paramètres réglables de la loi de commande en temps réel, de manière à obtenir un ordre de commande de la gouverne de l’aéronef permettant de générer un mode de flottement prédéterminé. En outre, dans un mode de réalisation particulier, le dispositif comporte une unité de surveillance configurée pour enregistrer les données d’entrée mesurées par la pluralité de capteurs au cours du temps, pour comparer lesdites données d’entrée à des valeurs seuil prédéterminées, et, si au moins l’une desdites données d’entrée est supérieure à ladite valeur seuil prédéterminée correspondante, pour inhiber le déploiement de la gouverne de l’aéronef commandée par l’ordre de commande. La présente invention concerne également un aéronef. Selon l’invention, l’aéronef comporte au moins un dispositif de génération d’un phénomène de flottement tel que décrit ci-dessus. Brève description des figures Les figures annexées feront bien comprendre comment l’invention peut être réalisée. Sur ces figures, des références identiques désignent des éléments semblables. La FIG. 1 est une vue en perspective d’un aéronef comportant un dispositif de génération d’un phénomène de flottement selon un mode de réalisation particulier. La FIG. 2 est un schéma synoptique d’un procédé de génération d’un phénomène de flottement selon un mode de réalisation particulier. La FIG. 3 est un schéma fonctionnel d’une loi de commande utilisée par le dispositif de génération d’un phénomène de flottement de la FIG. 1 . Description détaillée Le dispositif 1 permettant d’illustrer l’invention est représenté schématiquement dans un mode de réalisation particulier sur la FIG. 1 . Il s’agit d’un dispositif de génération d’un phénomène de flottement apte à générer un flottement sur tout ou une partie d’un aéronef AC, en particulier un avion de transport. Par « phénomène de flottement » ou « flottement », on entend un phénomène de résonance vibratoire causé par un couplage aéroélastique qui apparaît naturellement sur un aéronef en vol lorsque celui-ci atteint ou dépasse une vitesse critique qui lui est propre et qui dépend de sa conception. L’objectif du dispositif 1 est de générer (ou provoquer) artificiellement l’apparition d’un flottement sur l’aéronef AC en vol, sans avoir besoin de dépasser ou de s’approcher trop près de sa vitesse critique. Le dispositif 1 est particulièrement adapté pour étudier le comportement d’un aéronef au flottement dans des conditions maîtrisées. Il peut, par exemple, permettre de tester des solutions pour supprimer ou réduire le flottement. C’est l’objet d’une application préférée qui sera détaillée par la suite, dans laquelle l’aéronef AC correspond à un aéronef de test utilisé pour évaluer les performances d’une fonction de suppression de flottement. Dans cette application préférée, le dispositif 1 est configuré pour générer un flottement sur l’aéronef AC dans un premier temps. Puis, dans un second temps, un système (non décrit en détail dans la présente description), destiné à contrer ce flottement, est testé de manière à évaluer sa capacité à effectivement contrer le flottement. Dans un mode de réalisation particulier, le dispositif 1 est configuré pour réaliser des mesures sur une partie 2 de l’aéronef AC, sur laquelle on souhaite générer un flottement. A partir de ces mesures, le dispositif 1 est apte à déterminer un ordre de commande pour des gouvernes 3 de l’aéronef AC. Le déploiement (ou déplacement) de ces gouvernes 3 permet de générer un mode de flottement souhaité sur la partie 2, comme expliqué ci-dessous. Dans le mode de réalisation particulier représenté sur la FIG. 1 , la partie 2 sur laquelle on souhaite générer un flottement correspond à des ailes 11 de l’aéronef AC. Toutefois, dans d’autres modes de réalisation, le flottement peut être généré sur une ou plusieurs autres parties de l’aéronef AC, par exemple sur une partie du fuselage ou de la dérive. L’expression « mode de flottement » désigne les modes de vibration instables obtenus naturellement sur certaines parties de l’aéronef AC lorsque celui-ci dépasse sa vitesse critique. De plus, « obtenus naturellement » signifie obtenus dans des conditions de vol normales, c’est-à-dire sans agir sur un quelconque élément de l’aéronef AC modifiant ses propriétés structurelles et aérodynamiques dans le but de modifier sa réponse vibratoire. Le dispositif 1 comporte une pluralité de capteurs, par exemple des accéléromètres 4, agencés sur la partie 2 de l’aéronef AC. Dans la suite de la description, les capteurs seront illustrés par des accéléromètres, mais pourraient bien entendu être d’autres types de capteurs. Les accéléromètres 4 sont configurés pour permettre de mesurer les modes de vibration de la partie 2 lorsque l’aéronef AC est en vol. Plus précisément, ils sont configurés pour mesurer l’excitation liée aux modes de vibration de la partie 2, à savoir les déformations subies par ladite partie 2 en vol. L’agencement des accéléromètres 4 est choisi judicieusement de sorte qu’ils puissent mesurer au mieux les modes de vibration sur la partie 2, en particulier le mode de flottement que l’on souhaite générer. Le mode de flottement à générer étant préalablement ciblé via des simulations utilisant des modèles aéroélastiques de l’aéronef AC, on connaît ses caractéristiques. Par conséquent, il est possible d’identifier des endroits privilégiés où positionner les accéléromètres 4. En outre, de préférence, les accéléromètres 4 sont agencés à proximité des gouvernes 3 utilisées pour générer le mode de flottement souhaité. Cela permet de mesurer efficacement l’effet produit par le déploiement desdites gouvernes 3 et d’améliorer l’efficacité du dispositif 1. La pluralité d’accéléromètres 4 comprend un accéléromètre 4R configuré pour mesurer une accélération liée à un mouvement particulièrement rigide de l’aéronef AC. Cette accélération, dite accélération rigide, correspond à une composante dynamique rigide du mouvement global de l’aéronef AC en vol. Elle est apte à servir de référence comme expliqué ci-après. De préférence, l’accéléromètre 4R est agencé proche du centre de gravité de l’aéronef AC ou sur une zone dont la dynamique est cohérente avec ledit centre de gravité. Pour des raisons de simplification des dessins, seuls quelques accéléromètres 4 sont représentés sur chaque aile 11 de l’aéronef AC. Toutefois, le dispositif 1 peut comporter un nombre d’accéléromètres 4 plus élevé pour mesurer précisément les modes de vibration, par exemple plusieurs dizaines d’accéléromètres. De plus, dans le mode de réalisation de la FIG. 1 , les gouvernes 3 correspondent à des ailerons internes 10 des ailes 11 de l’aéronef AC. En effet, dans ce mode de réalisation particulier, ces gouvernes 3 sont adaptées pour générer le mode de flottement ciblé sur la partie 2, à savoir les ailes 11. Toutefois, dans d’autres modes de réalisation, les gouvernes 3 peuvent correspondre à d’autres gouvernes usuelles de l’aéronef AC. Les gouvernes 3 sont choisies en fonction de l’application considérée. En effet, elles doivent être aptes, par leur déploiement lors d’un vol, à modifier les propriétés de la partie 2 considérée, en particulier ses caractéristiques d’amortissement aérodynamique, de manière à obtenir l’apparition du mode de flottement ciblé. En outre, le dispositif 1 comporte un calculateur avionique 5 configuré pour acquérir et traiter les données mesurées par les accéléromètres 4 afin de déterminer l’ordre de commande pour les gouvernes 3 de l’aéronef AC. Le calculateur avionique 5 est lié aux accéléromètres 4 via une liaison de transmission de données, comme représenté schématiquement par des tracés en tirets sur la FIG. 1 . De préférence, le calculateur avionique 5 correspond à un système de gestion de vol usuel de type FMS (pour « Flight Management System » en anglais). Comme représenté schématiquement sur la FIG. 3 , dans un mode de réalisation particulier, le calculateur avionique 5 est configuré pour réaliser une série de traitements de données afin d’obtenir l’ordre de commande (noté C) pour les gouvernes 3. Le calculateur avionique 5 réalise, tout d’abord, des opérations sur les données mesurées par les accéléromètres 4, dites données d’entrée A, pour obtenir un signal d’entrée U. Le calculateur avionique 5 est configuré pour calculer le signal d’entrée U en utilisant l’équation suivante : dans laquelle : est le nombre d’accéléromètres 4 (sans l’accéléromètre 4R) ; est une accélération mesurée par l’un des accéléromètres 4 ; et est l’accélération rigide mesurée par l’accéléromètre 4R agencé sur un mouvement rigide de l’aéronef AC. Le calculateur avionique 5 réalise donc la somme des accélérations mesurées par les accéléromètres 4 en soustrayant l’accélération rigide , ce qui permet d’avoir une accélération de référence pour ne pas prendre en compte le mouvement global de l’aéronef AC dans la mesure des modes de vibration sur la partie 2. Le calculateur avionique 5 applique ensuite une loi de commande au signal d’entrée U pour obtenir un signal de sortie Y. Cette loi de commande se présente sous la forme d’une fonction de transfert F comprenant une valeur de gain G et une chaîne de filtrage H. La valeur de gain G et des paramètres de la chaîne de filtrage H correspondent à des paramètres réglables permettant d’adapter la loi de commande comme décrit ci-dessous. Le produit du signal d’entrée U et de la valeur de gain G permet d’obtenir un ordre de commande pour déplacer les gouvernes 3 d’une manière qui modifie le mode de vibration de la partie 2 de l’aéronef AC. En effet, en déplaçant les gouvernes 3, on modifie les propriétés structurelles et aérodynamiques de l’aéronef AC (au moins celles de la partie 2) et donc son comportement vibratoire. Cela conduit à modifier la vitesse pour laquelle des modes de vibration particuliers apparaissent, notamment des modes de flottement. En effet, grâce à des simulations basées sur des modèles aéroélastiques de l’aéronef AC préalablement établis, on est en mesure d’identifier les modes de vibration de la partie 2 en fonction de conditions de vol de l’aéronef AC, notamment de sa vitesse. On est également en mesure de déterminer comment modifier certaines propriétés de la partie 2, telle que l’amortissement, pour modifier les propriétés du mode de vibration obtenu pour une vitesse donnée. Sachant cela, il est possible de déterminer comment déplacer les gouvernes 3 afin de modifier lesdites propriétés de la partie 2, tel que souhaité. Le déploiement des gouvernes 3 qui est commandé par l’ordre de commande est directement lié à la valeur de gain G. Par conséquent, le choix de la valeur de gain G permet de déterminer le mode de vibration obtenu dans les conditions de vol considérées. Ainsi, en choisissant correctement la valeur de gain G, on est donc en mesure de générer un mode de flottement souhaité à une vitesse donnée. Plus la valeur de gain G est élevée (en valeur absolue), plus l’instabilité liée au flottement est importante et plus la vitesse de l’aéronef AC pour laquelle ledit flottement apparaît diminue. Par ailleurs, la chaîne de filtrage H permet d’améliorer l’efficacité de la loi de commande. Par exemple, elle peut être configurée pour obtenir une synchronisation adaptée entre le déploiement des gouvernes 3 et la fréquence de mesure des accéléromètres 4. Elle peut également être configurée pour obtenir une amplification du signal d’entrée U pour les fréquences proches de celle correspondant au mode de flottement que l’on souhaite générer. A l’inverse, elle peut également être configurée pour réduire le signal de sortie Y pour des plages de fréquences éloignées de celle correspondant au mode de flottement ciblé. A titre d’exemple non limitatif, une fonction représentant la chaîne de filtrage H peut se présenter sous la forme de l’équation suivante : dans laquelle : est une variable ; est la fréquence du mode de flottement que l’on cherche à générer, en Hertz (Hz) ; et est un facteur d’amplification prédéterminé. Le signal de sortie Y obtenu en sortie de la fonction de transfert F correspond à un ordre de commande brute qui peut être utilisé pour commander les gouvernes 3 de l’aéronef AC. Toutefois, dans le mode de réalisation de la FIG. 3 , le signal de sortie Y n’est pas utilisé directement. En effet, le calculateur avionique 5 est configuré pour réaliser des opérations de post-traitement de données sur le signal Y de manière à l’affiner pour obtenir l’ordre de commande C final, effectivement utilisé pour commander les gouvernes 3. Les opérations de post-traitement de données correspondent à des limitations notées D, L1 et L2 sur la FIG. 3 . De manière non limitative, il peut s’agir d’une limitation d’amplitude de déploiement (L1), d’une limitation de vitesse de déploiement (L2) et/ou d’un retard (D). Ainsi, l’ordre de commande C utilisé pour commander les gouvernes 3 peut être adapté de manière à éviter un déploiement trop important ou trop brutal desdites gouvernes 3, qui pourrait être indésirable selon l’application considérée, par exemple en termes de manœuvrabilité de l’aéronef AC. Un retard, quant à lui, peut permettre d’améliorer la synchronisation entre le déploiement des gouvernes 3 et les mesures prises par les accéléromètres 4. A titre d’exemple non limitatif, on considère que le mode de flottement que l’on souhaite générer présente une fréquence (valeur donnée en Hz) et qu’il existe, sans l’application d’un délai (retard) D, un décalage de phase de -40° entre le signal d’entrée U obtenu à partir des données d’entrée A et le signal de sortie Y de la loi de commande. Dans ce cas, une fonction représentant un retard D permettant d’obtenir un ordre de commande C en phase avec le signal d’entrée U peut se présenter sous la forme de l’équation suivante : Par ailleurs, comme représenté schématiquement sur la FIG. 1 , le dispositif 1 comporte un système de commande 6 usuel configuré pour commander le déploiement des gouvernes 3. Le calculateur avionique 5 transmet l’ordre de commande C au système de commande 6. Ce dernier est lié aux gouvernes 3 via une liaison de transmission de données, comme représenté schématiquement par des tracés en tirets sur la FIG. 1 , de manière à pouvoir les commander et générer le mode de flottement souhaité. Ainsi, grâce au dispositif 1, on est en mesure de générer un mode de flottement sur la partie 2 de l’aéronef AC sans avoir besoin de s’approcher de sa vitesse critique. Il est donc possible d’étudier le comportement de l’aéronef AC lorsque celui-ci est soumis à un phénomène de flottement, et ce, dans des conditions maîtrisées et sûres. En effet, en cas d'événement indésirable lors de la génération du flottement, il suffit de désactiver le dispositif 1 pour retrouver quasiment instantanément une situation stable. Par ailleurs, comme représenté schématiquement sur la FIG. 1 , le dispositif 1 comporte une unité de réglage 7 comprenant une interface permettant de régler les paramètres réglables de la loi de commande. Cette interface est configurée pour permettre à un utilisateur d’agir sur les paramètres réglables de la loi de commande en les modifiant en temps réel, à savoir au cours de l’utilisation du dispositif 1. Par exemple, cette interface peut comprendre un écran et des moyens de saisie tels qu’un clavier ou un écran tactile. L’unité de réglage 7 permet de modifier en temps réel le mode de flottement que l’on souhaite générer sur la partie 2 de l’aéronef AC, notamment en agissant sur la valeur de gain G. Elle peut également permettre d’ajuster les performances de la loi de commande, notamment en agissant sur les paramètres de la chaîne de filtrage H. L’unité de réglage 7 peut également permettre de modifier d’autres paramètres réglables comme les paramètres des limitations D, L1 et L2 appliquées lors du post-traitement de données. En outre, comme représenté schématiquement sur la FIG. 1 , le dispositif 1 comporte une unité de surveillance 8 permettant de surveiller le comportement la partie 2 de l’aéronef AC lors de l’utilisation du dispositif 1. L’unité de surveillance 8 est configurée pour enregistrer et surveiller en temps réel les données d’entrée A mesurées par les accéléromètres 4. Par exemple, le calculateur avionique 5 peut être configuré pour transmettre lesdites données d’entrée A à l’unité de surveillance 8 au fur et à mesure que ledit calculateur avionique 5 les acquiert. L’unité de surveillance 8 stocke les données d’entrée A ainsi reçues dans une mémoire de manière à pouvoir établir et utiliser un historique des mesures. De plus, l’unité de surveillance 8 est configurée pour comparer les données d’entrée A transmises par le calculateur avionique 5 à un tableau de valeurs seuil prédéterminées à ne pas dépasser. Si une ou plusieurs données d’entrée A est supérieure à ladite valeur seuil prédéterminée correspondante dans ledit tableau de valeurs seuil prédéterminées, l’unité de surveillance 8 est configurée pour inhiber le déploiement des gouvernes 3, commandé par l’ordre de commande C. Dans ce cas, le calculateur avionique 5 est configuré pour ignorer l’ordre de commande C et pour repositionner les gouvernes 3 dans leur position d’origine. Selon l’application considérée, l’unité de surveillance 8 peut être intégrée directement dans l’aéronef AC ou être déportée de manière à réaliser un suivi à distance. Ainsi, dans le cas où une évolution anormale ou non souhaitée du mode de flottement obtenu sur la partie 2 de l’aéronef AC est détectée, l’unité de surveillance 8 permet d’éviter tout risque en garantissant un retour rapide à une situation stable. Le dispositif 1 décrit ci-dessus est configuré pour mettre en œuvre un procédé P de génération d’un phénomène de flottement. Comme représenté schématiquement sur la FIG. 2 dans un mode de réalisation particulier, le procédé P comprend la suite d’étapes E1, E2, E3, E5 et E6 successives, mise en œuvre par le dispositif 1. L’étape E1 est une étape de mesure, mise en œuvre par les accéléromètres 4, pour mesurer les données d’entrée A. L’étape E2 est une étape de traitement de données, mise en œuvre par le calculateur avionique 5, pour déterminer l’ordre de commande pour les gouvernes 3 permettant de générer le mode de flottement souhaité sur la partie 2 de l’aéronef AC. Le traitement de données réalisé à l’étape E2 correspond à l’application de la loi de commande aux données d’entrée A, tel que décrit ci-dessus. Les étapes E5 et E6 sont des étapes, respectivement, de prétraitement et de post-traitement de données mises en œuvre par le calculateur avionique 5. L’étape E5 est mise en avant l’étape E2 pour calculer le signal d’entrée U de la loi de commande à partir des données d’entrée A, comme décrit ci-dessus. L’étape E6, quant à elle, est mise en œuvre après l’étape E2 pour appliquer les limitations D, L1 et L2 au signal de sortie Y. L’étape E3 est une étape de commande, mise en œuvre par le système de commande, pour commander les gouvernes 3 de manière à générer le mode de flottement souhaité en utilisant l’ordre de commande C transmis par le calculateur avionique 5. Les étapes du procédé P sont mises en œuvre de façon répétitive, continue, formant ainsi une boucle de commande active. En effet, le comportement vibratoire de la partie 2 permet de déterminer un ordre de commande C qui déplace les gouvernes 3. Ce déploiement modifie les propriétés de l’aéronef AC, ce qui modifie la réponse structurelle de la partie 2 qui conduit finalement à un nouveau comportement vibratoire. Le nouveau comportement vibratoire est mesuré par les accéléromètres 4 ce qui permet de déterminer un nouvel ordre de commande C pour les gouvernes 3, et ainsi de suite. De cette manière, on obtient un couplage entre la réponse structurelle de la partie 2 et la loi de commande qui permet de faire évoluer le comportement vibratoire de ladite partie 2 jusqu’à générer le mode de flottement souhaité. En outre, le procédé P comprend une étape E4 de réglage, mise en œuvre par l’unité de réglage 7, pour régler en temps réel les paramètres réglables de la loi de commande. Comme détaillé ci-avant, l’étape E4 permet, notamment, de cibler le mode de flottement que l’on souhaite générer et d’ajuster les performances de la loi de commande. Par ailleurs, le procédé P comprend une étape E7 de surveillance mise en œuvre par l’unité de surveillance 8. L’étape E7 est mise en œuvre parallèlement aux étapes E1 à E6 pour enregistrer les données d’entrée A mesurées par les accéléromètres 4 et les comparer aux valeurs seuil à ne pas dépasser. Si l’une des données d’entrée A est supérieure à la valeur seuil correspondante (à laquelle ladite donnée d’entrée A est comparée), l’étape E7 inhibe le déploiement des gouvernes 3 commandées par l’ordre de commande déterminé à l’étape E2. Une application préférée du dispositif 1 concerne l’étude du phénomène de flottement sur un aéronef de test et l’évaluation des performances d’un système de suppression de flottement sur ce même aéronef. L’objectif de cette application est de vérifier l’efficacité du système de suppression de flottement dans des conditions de vol réelles. Dans cet exemple d’application, on considère que la conception de l’aéronef AC le prédispose à un mode de flottement au niveau des ailes 11 pour une certaine vitesse critique. On souhaite éviter l’apparition de ce mode de flottement en mettant en place le système de suppression de flottement précité. Cela permettrait d’augmenter la plage de vitesses utilisable par l’aéronef AC. En effet, si on empêche l’apparition du mode de flottement indésirable, la vitesse critique serait utilisable sans risque pour l’aéronef AC. Le système de suppression de flottement est donc mis en place par une méthode dont l’objet ne fait pas partie de la présente invention et qui n’est donc pas expliquée en détail. Dans cet exemple, on considère que les ailes 11 de l’aéronef AC comportent des ailerons externes 9 permettant d’influer sur le mode de flottement que l’on souhaite supprimer. Le système de suppression de flottement est donc configuré pour agir sur ces ailerons externes 9 de manière à contrer le mode de flottement à supprimer. Dans le cadre de cette application préférée, on souhaite vérifier que le système de suppression de flottement est correctement configuré en le testant dans des conditions réelles, sans pour autant amener l’aéronef AC pour que sa vitesse soit proche de la vitesse critique. Aussi, le dispositif 1 est utilisé pour générer le mode de flottement précité sur les ailes 11 de l’aéronef AC. Pour ce faire, il convient d’identifier les gouvernes 3 de l’aéronef AC qui permettent de générer le mode de flottement souhaité sur les ailes 11, autres que les ailerons externes 9 (car ils sont déjà utilisés par le système de suppression de flottement). Dans cet exemple, on considère que l’aéronef AC dispose d’autres ailerons, par exemple les ailerons internes 10, qui peuvent être utilisés par le dispositif 1 pour générer le mode de flottement souhaité. Par conséquent, on agence les accéléromètres 4 sur les ailes 11 de façon adaptée, à proximité des ailerons internes 10. De plus, on configure la loi de commande du dispositif 1 de manière à déterminer un ordre de commande C pour les ailerons internes 10. De cette manière, on est en mesure de générer le mode de flottement souhaité sur les ailes 11. Une approche pour obtenir un mode de flottement particulier peut consister à procéder par étapes. On commence par déterminer la valeur de gain G théorique permettant d’obtenir un ordre de commande C qui générerait le mode de flottement ciblé. On configure ensuite la loi de commande avec une valeur de gain G plus faible que celle nécessaire, puis on augmente graduellement cette valeur jusqu’à effectivement générer le mode de flottement ciblé. Une fois que le mode de flottement souhaité est généré sur les ailes 11, le système de suppression de flottement est mis en œuvre en utilisant les ailerons externes 9. De cette manière on peut tester l’efficacité dudit système de suppression de flottement dans des conditions maîtrisées. De plus, on peut également tester sa robustesse et, s’ils sont présents, ses algorithmes d’auto-adaptation. En effet, grâce à l’unité de réglage 7, on peut régler la loi de commande en cours du vol de test pour faire varier les caractéristiques du mode de flottement généré sur les ailes 11. Cela peut permettre d’évaluer les capacités du système de suppression de flottement à s’adapter aux variations dans le mode de flottement à supprimer. Le dispositif 1 permettant de mettre en œuvre le procédé P tel que décrit ci-dessus présente de nombreux avantages. En particulier : - il permet de générer un phénomène de flottement sur l’aéronef AC dans des conditions maîtrisées sans avoir besoin de s’approcher de la vitesse critique ; - il permet de générer un mode de flottement particulier qui peut être ciblé en réglant les paramètres réglables de la loi de commande ; - il permet d’étudier l’efficacité et la robustesse d’un dispositif de suppression de flottement pour des modes de flottement présentant des caractéristiques variées, et ce, par simple modification des paramètres réglables de la loi de commande ; et - il est particulièrement sûr puisqu’il permet d’assurer facilement et rapidement un retour à une situation stable en cas d'événement indésirable. Procédé de génération d’un phénomène de flottement sur au moins une partie d’un aéronef, caractérisé en ce qu’il comporte au moins la suite d’étapes successives suivantes, mise en œuvre de façon répétitive : - une étape (E1) de mesure, mise en œuvre par une pluralité de capteurs (4) agencés sur l’aéronef (AC), pour mesurer des données d’entrée (A) ; - une étape (E2) de traitement de données, mise en œuvre par un calculateur avionique (5), pour, à partir des données d’entrée (A) mesurées à l’étape (E1) de mesure, déterminer au moins un ordre de commande (C) pour au moins une gouverne (3) de l’aéronef (AC), l’ordre de commande (C) étant déterminé en utilisant une loi de commande comprenant au moins un paramètre réglable correspondant à une valeur gain (G), ladite loi de commande étant configurée pour obtenir un ordre de commande (C) permettant de générer un mode de flottement sur au moins une partie (2) de l’aéronef (AC) ; et - une étape (E3) de commande, mise en œuvre par un système de commande (6), pour commander la gouverne (3) de manière à générer ledit mode de flottement en utilisant l’ordre de commande (C) déterminé à l’étape (E2) de traitement de données. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce qu’il comporte une étape (E4) de réglage, mise en œuvre par une unité de réglage (7), pour régler le ou les paramètres réglables de la loi de commande en temps réel, de manière à obtenir un ordre de commande (C) pour la gouverne (3) de l’aéronef (AC) permettant de générer un mode de flottement prédéterminé. Procédé selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce qu’il comporte une étape (E5) de prétraitement de données, mise en œuvre par le calculateur avionique (5) avant l’étape (E2) de traitement de données, pour calculer un signal d’entrée (U) pour la loi de commande à partir des données d’entrée (A) acquises à l’étape (E1) d’acquisition, en utilisant l’équation suivante : dans laquelle : est le signal d’entrée de la loi de commande ; est le nombre de capteurs (4) ; est une accélération mesurée par l’un desdits capteurs (4) ; et est une accélération mesurée par l’un desdits capteurs (4) configuré pour mesurer une accélération liée à un mouvement rigide de l’aéronef (AC). Procédé selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce qu’il comporte une étape (E6) de post-traitement de données, mise en œuvre par le calculateur avionique (5) après l’étape (E2) de traitement de données, pour appliquer au moins l’une des limitations suivantes à l’ordre de commande déterminé par la loi de commande : une limitation d’amplitude de déploiement (L1), une limitation de vitesse de déploiement (L2), un retard (D). Procédé selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que la loi de commande comprend au moins une chaîne de filtrage (H). Procédé selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce qu’il comporte une étape (E7) de surveillance, mise en œuvre par une unité de surveillance, pour enregistrer les données d’entrée (A) mesurées par la pluralité de capteurs (4) au cours du temps, pour comparer lesdites données d’entrée (A) à des valeurs seuil prédéterminées, et, si au moins l’une desdites données d’entrée (A) est supérieure à ladite valeur seuil prédéterminée correspondante, pour inhiber le déploiement de la gouverne (3) de l’aéronef (AC) commandée par l’ordre de commande (C). Dispositif de génération d’un phénomène de flottement sur au moins une partie d’un aéronef, caractérisé en ce qu’il comporte au moins : une pluralité de capteurs (4) agencés sur l’aéronef (AC) et configurés pour mesurer des données d’entrée (A) ; un calculateur avionique (5) agencé sur l’aéronef (AC) et configuré pour déterminer, à partir desdites données d’entrée (A), au moins un ordre de commande (C) pour au moins une gouverne (3) de l’aéronef(AC), l’ordre de commande (C) étant déterminé en utilisant une loi de commande comprenant au moins un paramètre réglable correspondant à une valeur de gain (G), ladite loi de commande étant configurée pour obtenir un ordre de commande (C) permettant de générer un mode de flottement sur au moins une partie (2) de l’aéronef (AC) ; et un système de commande (6) configuré pour commander la gouverne (3) de l’aéronef (AC) de manière à générer ledit mode de flottement en utilisant l’ordre de commande (C) déterminé par le calculateur avionique (5). Dispositif selon la revendication 7, caractérisé en ce qu’il comporte une unité de réglage (7) comprenant une interface interactive permettant de régler le ou les paramètres réglables de la loi de commande en temps réel, de manière à obtenir un ordre de commande (C) de la gouverne (3) de l’aéronef (AC) permettant de générer un mode de flottement prédéterminé. Dispositif selon l’une des revendications 7 et 8, caractérisé en ce qu’il comporte une unité de surveillance (8) configurée pour enregistrer les données d’entrée (A) mesurées par la pluralité de capteurs (4) au cours du temps, pour comparer lesdites données d’entrée (A) à des valeurs seuil prédéterminées, et, si au moins l’une desdites données d’entrée (A) est supérieure à ladite valeur seuil prédéterminée correspondante, pour inhiber le déploiement de la gouverne (3) de l’aéronef (AC) commandée par l’ordre de commande (C). Aéronef, caractérisé en ce qu’il comporte au moins un dispositif (1) selon l’une quelconque des revendications 7 à 9.