FR 2465881 A1 19810327 FR 8011101 A 19800519 La présente invention concerne les moteurs à turbine à gaz et elle porte plus particulièrement sur un système de commande pour ces moteurs. La nécessité de réguler la vitesse de la turbine motrice constitue un point important dans la commande d'un moteur à turbine à gaz utilisé en tant que groupe moteur d'un hélicoptère. On désire de façon caractéristique mainte- nir la vitesse de la turbine motrice constante dans prati- quement toutes les conditions. Cette régulation assurant une vitesse constante doit être maintenue, même dans les manoeuvres de vol les plus sévères. Un écart par rapport à la vitesse constante, ou fonctionnement isochrone, est encore appelé variation de régime du rotor. On sait qu'on peut réduire cette variation de régime en augmentant la largeur de bande de la commande de vitesse grâce à une augmentation du gain de boucle du système de commande de vitesse, ce qui rend le système de commande plus sensible aux écarts par rapport à la vitesse constante désirée. Cependant, on sait également qu'on ne peut pas augmenter ce gain de boucle sans faire en sorte que le système de commande devienne instable à des fréquences qui correspon- dent aux résonances mécaniques du système du rotor princi- pal et du système du rotor de queue. L'amortissement de ces deux résonances tend à être très faible du fait du couplage entre des masses inertielles élevées (les rotors) et la turbine motrice, par l'intermédiaire d'arbres et de ressorts qui produisent un amortissement très faible. De ce fait, la pratique classique consiste à limiter le gain de boucle de la commande de vitesse à un niveau qui main- tient une atténuation correcte des résonances mécaniques et à accepter un compromis sur la valeur de la variation de régime du rotor qu'on peut tolérer. On sait également que l'amplitude et la fréquence des résonances du rotor prin- cipal et du rotor de queue sont différentes pour différen- tes cellules et que l'amplitude de ces résonances peut varier en fonction de la vitesse de vol. Une forme de l'invention consiste en un système de commande qui est utilisé en combinaison avec un moteur à turbine à gaz comportant un premier arbre d'entraînement conçu de façon à transmettre un mouvement de rotation à au moins un profil aérodynamique, ce système de commande commandant la vitesse de rotation d'un second arbre d'entraînement. Le système de commande est du type compre- nant: des moyens qui produisent un premier signal qui est représentatif de la vitesse de rotation désirée du second arbre d'entraînement et un second signal qui est représen- tatif de la vitesse de rotation réelle du second arbre d'entraînement; des moyens qui produisent un signal d'erreur qui est représentatif de la différence entre les premier et second signaux; des moyens intégrateurs qui intègrent le signal d'erreur; des premiers moyens défi- nissant un gain qui appliquent un gain désiré au signal d'erreur intégré, le signal d'erreur intégré constituant un signal de commande; et des moyens de commande de robi- net de carburant qui réagissent au signal de commande en commandant la circulation du carburant vers le moteur. Le système de commande comprend en outre: des moyens qui pro- duisent un troisième signal qui est représentatif de la vitesse de rotation du premier arbre d'entraînement; des moyens qui produisent un quatrième signal qui est repré- sentatif du couple que fournit le second arbre d'entraîne- ment; des moyens de traitement de signal qui sont branchés de façon à recevoir le signal d'erreur, le troisième signal et le quatrième signal, et à produire à partir d'eux plu- sieurs signaux intermédiaires; et des moyens de sommation qui sont branchés de façon à recevoir les signaux intermé- diaires ainsi que le signal de sortie des premiers moyens définissant un gain et à produire un signal de sortie, ce signal de sortie constituant le signal de commande qui est appliqué au robinet de commande de carburant afin de com- mander la circulation du carburant vers le moteur. Une autre forme de l'invention consiste en moyens d'estimation qui sont destinés à être utilisés en combinaison avec un hélicoptère mû par un moteur à turbine à gaz, l'hélicoptère comprenant un rotor principal et un rotor de queue accouplés à un arbre de sortie de la turbine. Les moyens d'estimation comprennent des premiers moyens de traitement de signal qui forment une représentation simpli- fiée du rotor principal et du rotor de queue de l'hélicoptère. Il existe des seconds moyens de traitement de signal qui sont branchés de façon à recevoir un premier signal d'entrée représentatif de la différence entre une vitesse de rotation désirée de l'arbre de sortie et la vitesse de rotation réelle de l'arbre de sortie, et à recevoir un second signal d'entrée représentatif du couple sur l'arbre de sortie. Les seconds moyens de traitement de signal comprennent des moyens défi- nissant des gains distincts de façon à appliquer des gains respectifs prédéterminés aux premier et second signaux d'entrée. Il existe des troisièmes moyens de traitement de signal qui relient les seconds moyens de traitement de signal aux premiers moyens de traitement de signal, avec une confi- guration telle que les premiers moyens de traitement de signal constituent une représentation réelle du rotor prin- cipal et du rotor de queue de l'hélicoptère, tandis que le signal de sortie des premiers moyens de traitement de signal est représentatif de l'erreur de vitesse du rotor principal. Une autre forme de l'invention consiste en un pro- cédé de commande de vitesse qui est destiné à être utilisé pour commander l'arbre d'entraînement de sortie d'un moteur à turbine à gaz du type employé pour entraîner les profils aérodynamiques d'un hélicoptère. Ce procédé comprend les opérations consistant à produire cinq signaux qui sont représentatifs des grandeurs suivantes: différence entre une vitesse de rotation désirée de l'arbre d'entraînement de sortie et la vitesse de rotation réelle de l'arbre d'en- traînement de sortie; différence intégrée; couple sur l'arbre d'entraînement de sortie; vitesse de l'arbre d'en- tra;nement du compresseur dans le moteur; et erreur de vitesse du rotor principal. Le procédé comprend l'opération consistant à appliquer aux cinq signaux des gains prédéter- minés qui sont choisis de façon à réduire les effets des résonances produites par le rotor principal et le rotor de queue. La suite de la description se réfère aux dessins annexés qui représentent respectivement Figure 1: une représentation schématique, partiellement arrachée,d'un système de moteur à turbine à gaz. Figure 2: un schéma synoptique simplifié d'un système de commande de l'art antérieur. Figure 3: un schéma synoptique fonctionnel d'une partie d'une forme de système de commande correspon- dant à l'invention. Figure 4: un schéma synoptique fonctionnel d'une forme de système de commande correspondant à l'invention. Figure 5: un schéma-synoptique fonctionnel d'une forme des moyens d'estimation correspondant à l'invention. On va tout d'abord considérer la figure 1 sur laquelle la référence 10 désigne globalement un système de moteur à turbine à gaz auquel se rapporte le système de commande de l'invention. Le système 10 comprend un moteur à turbine à gaz 12 du type appelé turbomoteur, qui comporte un arbre d'entraînement de sortie 14, encore appelé arbre de turbine motrice, qui peut tourner. L'arbre d'entraîne- ment de sortie 14 est accouplé à une boite de vitesse 16. La boite de vitesse 16 est destinée à accoupler l'arbre d'entraînement de sortie 14 et au moins un profil aérodyna- mique 18. Sur la figure 1, la boîte de vitesse 16 est accouplée à deux profils aérodynamiques qui portent respec- tivement les références 18a et 18b. Sur la figure 1, le profil aérodynamique 18aest destiné à représenter le profil aérodynamique, ou rotor, principal, et le profil aérodyna- mique 18b est destiné à représenter un rotor supplémentaire, ou rotor de queue, à titre d'exemple de systèmes du type hélicoptère. La commande des conditions de fonctionnement de l'arbre de sortie 14 du moteur 12 s'effectue à l'aide d'un robinet de commande de carburant 20. Le robinet de commande de carburant 20 est lui-même commandé par un système de commande 22. La figure 1 représente sous forme simplifiée un exemple de structure d'une forme de turbomoteur 12. Plus précisément, le turbomoteur 12 qui est représenté sur la figure 1 comprend un arbre de sortie 14 (arbre de turbine motrice) qui est entraîné par un élément de turbine 24 tournant en roue libre. Le turbomoteur 12 comprend en outre un compresseur 26 qui est accouplé mécaniquement à un élé- ment de turbine distinct 28 par l'intermédiaire d'un arbre d'entraînement de compresseur 30. On va maintenant considérer la figure 2 qui montre des détails supplémentaires d'un système de commande 22 de l'art antérieur qui est envisagé à titre d'exemple. Plus précisément, le système de commande 22 envisagé à titre d'exemple comprend des moyens de calcul de différence 32 qui reçoivent un signal d'entrée représentatif de la vitesse désirée ou vitesse de référence de l'arbre de sortie 14, c'est-à-dire de la turbine motrice. Les moyens de calcul de différence 32 reçoivent également un signal d'entrée qui est représentatif de la vitesse mesurée de l'arbre de sortie 14. Les moyens de calcul de différence 32 produisent alors un signal de sortie 4 Np, souvent appelé signal d'erreur de vitesse, qui est représentatif de la différence entre ces deux signaux d'entrée. Le signal d'erreur de vitesse à Np est appliqué à un intégrateur 34 pour amener l'erreur à zéro au bout d'une certaine durée. Le signal de sortie de l'intégrateur 34 est appliqué à des moyens de définition de gain, 36. Les moyens de définition de gain 36 ont pour but d'établir un gain de boucle négatif approprié afin que le système de commande réagisse aux écarts par rapport à la vitesse constante désirée. Le signal de sortie des moyens de définition de gain 36 représente le signal de commande qui est appliqué au robinet de commande de carburant 20. Par commodité, on appellera quelquefois "signal de commande X" ce signal de commande de l'art antérieur. Comme on l'a indiqué en relation avec la figure 1, le robinet de commande de carburant 20 détermine le débit de carburant W'f* On va maintenant considérer la figure 3 sur laquelle la référence 40 désigne globalement une partie d'une forme du système de commande qui correspond à l'inven- tion. Le système de commande 40 comprend un robinet de commande de carburant 20, tel que celui qui est représenté sur les figures 1 et 2. Dans un but de clarté, on appellera quelquefois "signal de commande Y" le signal de commande correspondant à l'invention, pour le distinguer du signal de commande X des figures 1 et 2. On notera à cet égard que le signal de commande Y du système de commande 40 est obtenu par une modification du signal de commande X et par l'inter- médiaire de la sommation de quatre signaux d'entrée supplé- mentaires. Plus précisément, des moyens de sommation 42 reçoivent les cinq signaux d'entrée suivants: Signal d'entrée NO 1, représentant le signal de commande X de la figure 1 avec un gain prédéterminé; Signal d'entrée NO 2, représentant le signal d'erreur A Np avec un gain prédéterminé; Signal d'entrée NO 3, représentant l'erreur de vitesse du rotor principal 18a, ANmr, avec un gain prédé- terminé; Signal d'entrée NO 4, représentant le couple, Us, sur l'arbre de sortie 14 (turbine motrice) avec un gain prédéterminé; Signal d'entrée NO 5, représentant la vitesse de l'arbre de compresseur 30, NG, avec un gain prédéterminé. On va maintenant considérer la figure 4 qui mon- tre comment on obtient les cinq signaux d'entrée du système de commande 40 de la figure 3. Plus précisément, comme sur la figure 2, un signal de vitesse de référence et un signal de vitesse mesurée de l'arbre de sortie 14 sont appliqués à des moyens de calcul de différence 32. Les moyens de calcul de différence 32 produisent un signal d'erreur N p. Le signal d'erreur A Np est dirigé vers un intégrateur 34 dont la sortie est branchée à des moyens de définition de gain 36. Ainsi, le signal de sortie (signal X') des moyens de définition de gain 36 de la figure 4 est pratiquement iden- tique au signal de commande X de la figure 2. Cependant, comme on l'envisagera ultérieurement, un gain prédéterminé est appliqué au signal X', conformément à l'invention, grâce aux moyens de définition de gain 36. Le signal de sortie des moyens de définition de gain 36 est appliqué aux moyens de sommation 42. Le signal d'erreur A Np est égale- ment appliqué séparément aux moyens de sommation 42 par l'intermédiaire de moyens de définition de gain 44. Le signal d'erreur à Np est également appliqué séparément à des moyens d'estimation 46. Les moyens d'estimation 46 reçoivent un second signal d'entrée qui est représentatif du couple mesuré, rs, de l'arbre de sortie 14. Comme on le décrira ultérieurement de façon plus détaillée, les moyens d'estimation 46 traitent ces deux signaux d'entrée et ils produisent un signal de sortie, à Nmr, qui est représentatif de la vitesse de rotation réelle du rotor principal 18a, par rapport à la vitesse de référence de la turbine motrice.- Ainsi, le signal de sortie A Nmr est représentatif de l'erreur de vitesse du rotor principal 18a. L'expression "vitesse de rotation réelle du rotor 18a" désigne la vitesse moyenne des bouts des pales du rotor, en tours par minute. On notera qu'il n'est habituellement pas possible de mesurer directement cette vitesse. Le signal d'erreur de vitesse du rotor principal A Nmr est appliqué aux moyens de sommation 42 par l'intermédiaire de moyens de définition de gain 48. Le signal représentatif du couple mesuré sur l'arbre de sor- tie 14 est également appliqué séparément aux moyens de sommation 42 par l'intermédiaire de moyens de définition de gain 50. Un autre signal, NG, qui est représentatif de la vitesse de l'arbre de compresseur 30, est appliqué aux moyens de sommation 42 par l'intermédiaire de moyens de définition de gain 52. On notera que le système de commande 40 de l'in- vention utilise comme signaux d'entrée des signaux qui sont facilement disponibles et/ou mesurables, c'est-à-dire la vitesse de référence, la vitesse de l'arbre de sortie, le couple mesuré et la vitesse de l'arbre de compresseur. De façon similaire, les sous-ensembles fonctionnels qui sont représentés sur la figure 4 sont bien connus et disponibles dans le commerce. De façon générale, dans une forme du système de commande 40 de l'invention, les gains prédéterminés qui sont établis séparément par les moyens de définition de gain 36, 44, 48, 50 et 52 sont choisis de façon à avoir des valeurs qui réduisent les effets nuisibles des résonances mécaniques du système de rotor principal et du système de rotor de queue, ces valeurs permettant de plus d'augmenter le gain de boucle du système de commande jusqu'à un niveau auquel le système de commande serait par ailleurs devenu instable sous l'effet de ces résonances. On envisagera ulté- rieurement de façon plus détaillée un exemple de technique permettant de définir ces gains prédéterminés. On va maintenant décrire le fonctionnement géné- ral du système de commande 40 de la figure 4, en considé- rant une augmentation de puissance commandée par l'opérateur, c'est-àdire le pilote. Sous l'effet de cette variation commandée, le signal représentatif du couple mesuré augmente. A ce point, le signal d'erreur de vitesse a Np augmente dans un sens négatif mais, du fait de l'inertie élevée du système de rotor, cette augmentation est retardée par rapport à l'augmentation du signal de couple mesuré. Les moyens de définition de gain 50 sont réglés à une valeur positive telle qu'une augmentation du couple mesuré entraine une augmentation du débit de carburant. Le signal d'erreur à Np et l'erreur de vitesse du rotor principal,A Nmr, augmentent tous deux dans un sens négatif sous l'effet d'une augmenta- tion de la puissance demandée. Les moyens de définition de gain 44 et 48 sont réglés à des gains négatifs de façon qu'ils commandent également une augmentation du débit de carburant. L'augmentation du signal représentatif de la vitesse de l'arbre de compresseur 30, après traitement de ce signal par les moyens de définition de gain 52 réglés à un gain négatif, s'effectue dans un sens qui tend à réduire le débit de carburant, mais les signaux qui augmentent le débit de carburant ont une action prépondérante. Comme sur la figure 2, l'intégrateur 34 a pour fonction d'empêcher que le débit de carburant se stabilise à une valeur cons- tante tant que le signal d'erreur de vitesse N n'est pas p précisément égal à zéro. Pour un exemple d'application à un hélicoptère, on a trouvé qu'il était préférable d'employer par exemple les gains prédéterminés suivants pour la configuration de la figure 4 Moyens de définition de gain 36 = -0, 000451 Moyens de définition de gain 44 = -0,0000378 Moyens de définition de gain 48 = -0,000152 Moyens de définition de gain 50 = +0,00000463 Moyens de définition de gain 52 = -0,00189 Le réglage des moyens de définition de gain 50 (gain positif) de telle façon qu'une augmentation du couple mesuré produise une augmentation du débit de carburant est extrêmement souhaitable en relation avec la manoeuvre d'hélicoptère classique appelée "récupération après autoro- tation". Au cours de cette autorotation, le rotor est désaccouplé de la turbine motrice du fait que sa vitesse est supérieure à la valeur de référence. Lorsque le rotor ralentit ensuite jusqu'à la vitesse de référence de la turbine motrice, il vient en accouplement avec l'arbre de sortie en produisant une augmentation importante de couple. Cette augmentation de couple commande une augmentation immédiate du débit de carburant, ce qui réduit fortement l'importance de la variation de régime du rotor, par rapport à la variation qui se serait produite en l'absence de ce signal de couple. Il convient de noter en outre que le signal de couple mesuré comme le signal de la vitesse mesurée de l'arbre de sortie contiennent une information relative aux résonances du rotor principal et du rotor de queue. Du fait que cette information diffère en amplitude et en phase pour chacun de ces signaux, le système de commande de l'in- vention peut combiner ces signaux de façon dynamique afin d'atténuer ou d'annuler effectivement ces résonances. On notera que si les résonances se décalent, soit sous l'effet de la vitesse de vol, soit parce que le système de commande est installé sur une cellule différente, l'information qui est contenue dans chacun des signaux de couple et de vitesse de l'arbre de sortie se décale de façon correspondante. De ce fait, le système de commande de l'invention produit un signal de sortie qui est relativement insensible aux varia- tions des résonances et qui se prête donc à l'utilisation sur différentes cellules. On va maintenant considérer la figure 5 qui représente un schéma plus détaillé d'une forme des moyens d'estimation 46 de l'invention. Les moyens d'estimation 46 reçoivent deux signaux d'entrée: le signal d'erreur a Np et un signal r s qui est représentatif du couple mesuré sur l'arbre. A partir de ces deux signaux d'entrée, les moyens d'estimation 46 produisent un signal d'erreur de sortie 4 Nmr qui est représentatif de la vitesse réelle du rotor principal, c'est-à-dire de la vitesse moyenne des bouts de pales. Les sous-ensembles 117, 118 et 119 sont des élé- ments dynamiques linéaires du premier ordre avec une cons- tante de temps t. Ces éléments dynamiques linéaires du pre- mier ordre 117, 118, 119 forment en combinaison avec les moyens de définition de gain 120-125 une représentation sim- plifiée du rotor principal et du rotor de queue de l'héli- coptère particulier qui est considéré. Trois dispositifs de sommation 126, 127, 128 reçoivent le signal d'erreur mesurée à N et le signal d'entrée de couple sur l'arbre Irs par l'intermédiaire, respectivement, des moyens de définition de gain 129, 130, 131 et des moyens de défini- tion de gain 132, 133, 134. Grâce à l'addition de ces signaux d'erreur et de couple sur l'arbre par les disposi- tifs de sommation 126, 127, 128, la représentation simpli- que fiée des rotors/fournissent les éléments 117, 118, 119 et les moyens de définition de gain 120-125 constitue une représentation réelle de la cellule considérée, c'est-à-dire de la structure d'hélicoptère. Plus précisément, le signal de sortie de l'élément dynamique linéaire du premier ordre 119 est représentatif d'une estimation de l'erreur de vitesse réelle du rotor principal. L'estimation, A Nmr, présente une relation correcte par rapport à l'erreur réelle de vitesse du rotor, aussi bien en amplitude qu'en phase vraie. En retournant à la figure 4, on note qu'on peut déterminer les caractéristiques des moyens de définition de gain 36, 44, 48, 50 et 52 en utilisant la "Théorie du Régu- il lateur Quadratique Linéaire". Il s'agit d'une technique qui est bien connue des spécialistes de la théorie moderne des systèmes asservis et qui est décrite dans l'ouvrage: Linear Optimal Control Systems, par Kwakernaak H et Sivan R, Wiley-Interscience, New York, 1972. De façon générale, cette théorie nécessite un ensemble d'équations, comprenant des matrices, qui décrivent le comportement dynamique du système formé par le moteur et les rotors de l'aéronef, ainsi que les résonances qui existent dans ce système. On utilise un ensemble de matrices de pondération pour caractériser la précision désirée à laquelle l'étude doit parvenir. En ajustant les éléments des matrices de pondération, on peut atténuer les effets des résonances dans le système formé par le moteur et les rotors, ce qui permet d'obtenir une largeur de bande fortement accrue tout en améliorant la stabilité. Plus précisément, on peut calculer un ensemble de gains à partir d'équations bien connues, comme celles qu'on trouve dans l'ouvrage mentionné ci-dessus et dans des programmes d'ordinateur, comme ceux qui sont envisagés dans l'ouvrage: Manual of FORTRAN Computer Subroutines for Linear, Quadratic, Gaussian Designs, Sandell N et Athans M, Center for Advanced Engineering Study, MIT, 1974. On peut alors employer ces gains pour atténuer les résonances. On peut réaliser les moyens d'estimation 46 con- formément à la technique connue dite "Théorie de l'Observa- teur Linéaire". De façon générale, cette théorie offre une technique qui permet d'estimer des signaux à partir de la connaissance de l'information qui est contenue dans d'autres signaux mesurables. On peut trouver les équations générales utiles à la conception des moyens d'estimation 46 dans l'ouvrage Linear Optimal Control Systems, mentionné précé- demment. Pour établir la représentation simplifiée du rotor qui est définie par les moyens d'estimation 46, représenté par les éléments 117 à 128 de la figure 5, on a besoin de l'information suivante, qui est généralement disponible: l'inertie des masses travaillant en torsion dans les pro- fils aérodynamiques, les constantes élastiques des arbres et les constantes d'amortissement. En utilisant cette informa- tion, on peut établir un ensemble d'équations qui décrivent les caractéristiques dynamiques qui sont nécessaires à la conception de tels moyens d'estimation, puis concevoir ces moyens conformément aux équations établies. L'exemple suivant permettra de mieux comprendre les techniques qu'on utilise en relation avec le système de commande de l'invention. On notera que l'invention n'est pas limitée aux détails qui sont indiqués dans cet exemple. EXEMPLE On considérera dans cet exemple que toutes les vitesses sont mesurées en radians par seconde, que tous les couples sont mesurés en N.m et que le débit de carburant est mesuré en kg/s. Tous les gains qui seront établis par la suite dans cet exemple sont donc basés sur ces unités. Etape N i. On construit un modèle linéaire et normalisé, basé sur les variables d'état, pour le système particulier de turbomoteur et de rotors, ce modèle comprenant les caractéristiques dynamiques qu'il est important de commander (Toutes les variables sont des perturbations par rapport aux valeurs nominales). - x =Ax 4 Bu avec N = vitesse de la turbine motrice p vecteur x = = couple sur l'arbre s Nmr = vitesse du rotor principal NG = vitesse de la turbine de compresseur Wf = débit de carburant vecteur _ u =LWf = taux de variation du débit de carburant] Pour un système particulier, les matrices A et B sont les suivantes: - 1,54 -5,52 0 236 147000 O 62,6 -0,231 - 62,6 8,45 5260 O A 0 0,922 -0,342 0 o B= O O O O -0,815 3162 O O O O O O 1,0 Etape N 2. On établit une mesure quadratique du fonctionne- ment, de la forme: tf j = lim f(xT Qx + uT Ru) dt tf - to- T T dans laquelle x et u représentent respectivement les matrices transposées de x et u. Pour le système particulier considéré, les matri- ces Q et R sont les suivantes: 0,002 0 0 O O 0 0 0 0 O Q = O 0 O O R 9960 k R =[99601 O O 0 O O _ 0O O 557000 Etape N 3. En utilisant l'information des étapes N 1 et 2, on établit et on résout l'équation de Riecati en utilisant des programmes d'ordinateur classiques pour déterminer les gains de réaction d'états. U= +Gx Pour le système particulier considéré ici, on a: G = E0,000104 +,0,0000671 - 0,000237 -0,00733 -11,51] Etape NO 4. On transforme les gains de réaction de l'étape NO 3 en un nouveau système dans lequel les variables d'état sont maintenant données par: N p s x* = Nmru * = [Wf] NG JN avcfJN = intégrale de Np Les gains de réaction dans le système transformé sont main- tenant: u * + H x * On sait que: AHt -1 H, G.____ E l En désignant par A, B, E et O des matrices distinctes, et avec: E = 1, O, O, O] Pour le système particulier: H = [ 0,0000378. +0,00000463. -0,000152 -0,00189 -0,000451] On notera que ces gains représentent les gains considérés à titre d'exemple dans la description précédente faite en relation avec la figure 4: gain 36 de -0,000451; gain 44 de -0, 0000378; gain 48 de -0,000152;, gain 50 de +0,00000463; gain 52 de -0,00189. Etape N 5. On construit un nouveau modèle linéaire norma- lisé basé sur les variables d'état qui contient les carac- téristiques dynamiques nécessaires pour concevoir un estima- teur pour Nmr. mr' avec xi = x' = A'x' + B'u' N p P N mr NTR = vitesse du rotor de queue rs Zmr - VTR = différence de couple entre le rotor principal et le rotorde queue NG et u' = [] l [wfl Pour le système particulier, on a les valeurs caractéristiques suivantes pour les matrices A' et B' -1,64 0 0 -5,9 0 252 0 -0,342 0 -0,462 0,462 O A' = O O -0,906 11,51 -11,51 0 B' = 209 -62,6 -146 -1,07 0,54 21,2 -83,8 -62,6 -146 0,613 -0,573 -3,15 0 0 0 0 0 -0,81 O -1960 316Q Etape N 6. Dans la formulation de l'étape N 5, il n'y a que trois quantités (Np, NG, r) qui soient mesurables. On s conçoit un estimateur en utilisant les données de l'étape N 5 et des programmes d'ordinateur bien connus. Il est éga- lement nécessaire de spécifier les valeurs propres ("constan- tes de temps") de l'estimateur. En désignant par Nmr la meilleure estimation de Nmr, les équations relatives à l'estimateur sont les suivan- tes: q - Mq + Nu" avec u " =Np et S mr O 1, O, O] q + Tu " Pour le système particulier, en utilisant les matrices A' et B' de l'étape N 5, en choisissant une valeur égale à -4,0 pour chacune des trois valeurs propres, et en effectuant en outre une transformation telle que les élé- ments diagonaux de M soient tous égaux, on obtient: - 4,0 -11,7 15,5 -0,572 -0,0325 M = -0,878 -4,0 3,73 N -0,141 -0,230 -2,87 9,18 -4,0j 3,92 -0,465 j T = [1,08, -0,2011 On notera qu'on emploie les résultats de l'étape NO 6 en liaison avec la détermination de tous les gains qui ont été envisagés précédemment en relation avec la figure 5. Etape N 7. Le système de commande complet est constitué par les gains calculés à l'étape NO 4 et par l'estimateur qui a été conçu à l'étape NO 6. Etape N 8. Les gains basés sur les paramètres "normalisés" peuvent être soumis à un changement d'échelle pour être compatibles avec les unités réelles des signaux mesurés. Après cette "dénormalisation" et la mise en oeuvre de l'estimateur de l'étape NO 6 à l'aide d'éléments dynami- ques linéaires du premier ordre, on obtient la configuration de la figure 5. REVENDICATIONS 1. Système de commande associé à un moteur à turbine à gaz qui comporte un premier arbre d'entraînement qui est accouplé à un compresseur du moteur et un second arbre d'entraînement qui est conçu de façon à communiquer un mouvement de rotation à au moins un profil aérodynamique, ce système de commande étant destiné à commander la vitesse de rotation du second arbre d'entraînement et étant du type qui comprend des moyens qui produisent un premier signal représentatif d'une vitesse de rotation désirée du second arbre d'entraînement et un second signal représentatif de la vitesse de rotation réelle du second arbre d'entraîne- ment, des moyens qui produisent un signal d'erreur qui est représentatif de la différence entre les premier et second signaux, des moyens d'intégration qui intègrent le signal d'erreur, des premiers moyens de définition de gain qui appliquent un gain désiré au signal d'erreur intégré, le signal d'erreur intégré constituant un signal de commande, et des moyens de commande de robinet de carburant qui réagissent au signal de commande en commandant la circula- tion du carburant vers le moteur; caractérisé en ce qu'il comprend en outre: (a) des moyens qui produisent un troi- sième signal qui est représentatif de la vitesse de rotation du premier arbre d'entraînement; (b) des moyens qui produi- sent un quatrième signal qui est représentatif du couple que fournit le second arbre d'entraînement; (c) des moyens de traitement de signal qui sont branchés de façon à recevoir le signal d'erreur, le troisième signal et le quatrième signal et à produire à partir d'eux plusieurs signaux inter- médiaires; et (d) des moyens de sommation qui sont branchés de façon à recevoir les différents signaux intermédiaires et le signal de sortie des premiers moyens de définition de gain et à produire un signal de sortie qui constitue le signal de commande qui est appliqué aux moyens de commande de robinet de carburant pour commander la circulation du carburant vers le moteur. 2. Système de commande selon la revendication 1, caractérisé en ce que le profil aérodynamique comporte un grand nombre de résonances faiblement amorties. 3. Système de commande selon la revendication 1, caractérisé en ce que le moteur à turbine à gaz est un moteur d'hélicoptère et en ce que le second arbre d'entrai- nement est conçu de façon à communiquer un mouvement de rotation à un rotor principal et à un rotor de queue. 4. Système de commande selon la revendication 3, caractérisé en ce que les premiers moyens de définition de gain fournissent un gain prédéterminé et les moyens de trai- tement de signal comprennent des moyens de définition de gain qui appliquent des gains prédéterminés au signal d'erreur, au troisième signal et au quatrième signal, pour réduire les effets des résonances mécaniques qui sont associées au rotor principal et au rotor de queue. 5. Système de commande selon la revendication 4, caractérisé en ce que les moyens de traitement de signal comprennent des moyens d'estimation qui reçoivent le signal d'erreur et le quatrième signal et qui produisent à partir d'eux un premier signal intermédiaire qui est représentatif de l'erreur de vitesse du rotor principal. 6. Système de commande selon la revendication 5, caractérisé en ce que les moyens de traitement de signal comprennent: (a) des seconds moyens de définition de gain qui sont branchés de façon à recevoir le signal d'erreur et à produire un second signal intermédiaire; (b) des troisiè- mes moyens de définition de gain qui sont branchés de façon à recevoir le premier signal intermédiaire et à produire un troisième signal intermédiaire; (c) des quatrièmes moyens de définition de gain qui sont branchés de façon à recevoir le quatrième signal et à produire un quatrième signal inter- médiaire; et (d) des cinquièmes moyens de définition de gain qui sont branchés de façon à recevoir le troisième signal et à produire un cinquième signal intermédiaire; et en ce que les moyens de sommation sont branchés de façon à recevoir le signal de sortie des premiers moyens de défini- tion de gain, le second signal intermédiaire, le troisième signal intermédiaire, le quatrième signal intermédiaire et le cinquième signal intermédiaire, et à produire le signal de commande. 7. Dispositif d'estimation destiné à être utilisé en association avec un hélicoptère mû par un moteur à turbine à gaz, cet hélicoptère comprenant un rotor principal et un rotor de queue qui sont accouplés à un arbre de sortie de turbine, caractérisé en ce qu'il comprend: (a) des premiers moyens de traitement de signal qui forment une représenta- tion simplifiée du rotor principal et du rotor de queue de l'hélicoptère; (b) des seconds moyens de traitement de signal qui sont branchés de façon à recevoir un premier signal d'entrée représentatif de la différence entre une vitesse de rotation désirée de l'arbre de sortie et la vitesse de rotation réelle de l'arbre de sortie, et à rece- voir un second signal d'entrée représentatif du couple sur l'arbre de sortie, ces seconds moyens de traitement de signal comprenant des moyens séparés de définition de gain qui appliquent respectivement des gains prédéterminés aux premier et second signaux d'entrée; et (c) des troisièmes moyens de traitement de signal qui relient les seconds moyens de traitement de signal aux premiers moyens de trai- tement de signal, pour faire en sorte que les premiers moyens de traitement de signal définissent une représentation réelle du rotor principal et du rotor de queue de l'hélicop- tère, et que le signal de sortie des premiers moyens de trai- tement de signal soit représentatif de l'erreur de vitesse du rotor principal. 8. Procédé de réalisation d'un système de commande de vitesse destiné à être utilisé pour commander l'arbre d'entraînement de sortie d'un moteur à turbine à gaz du type utilisé pour entraîner les profils aérodynamiques d'un héli- coptère, caractérisé en ce que: (a) on produit un premier signal qui est représentatif de la différence entre une vitesse de rotation désirée de l'arbre d'entraînement de sor- tie et la vitesse de rotation réelle de cet arbre d'entraîne- ment de sortie; (b) on produit un second signal qui est représentatif du couple sur l'arbre d'entraînement de sortie (c) on produit un troisième signal qui est représentatif de la vitesse de l'arbre d'entraînement de compresseur dans le moteur; (d) on traite les premier et second signaux pour produire un quatrième signal représentatif de l'erreur de vitesse du rotor principal; (e) on applique le premier signal à des moyens d'intégration puis ensuite à des pre- miers moyens de définition de gain; (f) on applique directe- ment le premier signal aux second moyens de définition de gain; (g) on applique le quatrième signal à des troisièmes moyens de définition de gain; (h) on applique le second signal à des quatrièmes moyens de définition de gain; (i) on applique le troisième signal à des cinquièmes moyens de définition de gain; (j) on applique les signaux de sortie des premiers, seconds, troisièmes, quatrièmes et cinquièmes moyens de définition de gain à des moyens de sommation; et on choisit en outre les premiers, seconds, troisièmes, qua- trièmes et cinquièmes moyens de définition de gain de façon que leurs gains aient des valeurs qui réduisent les effets des résonances qui sont produites par le rotor principal et le rotor de queue. 9. Procédé selon la revendication 8, caractérisé en ce que l'opération consistant à choisir les valeurs des gains des moyens de définition de gain s'effectue (a) en décrivant le comportement dynamique du système formé par le moteur et les rotors; (b) en employant un ensemble de matri- ces de pondération pour caractériser la précision désirée à laquelle doit parvenir le système de commande de vitesse; et (c) en ajustant les éléments des matrices de pondération de façon à réduire les effets des résonances.