FR 2582614 A1 19861205 FR 8607396 A 19860523 La présente invention concerne une commande d'hé- lices d'avion contrarotatives. La figure 1 représente un avion 3 ayant des mo- teurs à turbine à gaz 6 montés à l'arrière. Les moteurs 5 entraînent chacun une hélice avant 9F et une hélice arrière 9A qui tournent autour d un axe dans des directions opposées. La figure 2 represente de manière plus détaillée le système d'hélices du moteur de la figure 1. Vers la gau- che on a représenté un moteur à turbine à gaz 15 du type F404 fabriqué par le titulaire de la présente demande. Dans le cadre de la présente invention, on peut considérer le mo- teur à turbine à gaz 15 comme un générateur de gaz qui en- gendre un courant gazeux d'énergie élevée 33 et fournit le courant gazeux 33 à un étage de propulsion 36. L'étage de propulsion 36 extrait l'énergie du cou- rant gazeux 33 directement au moyen d ensembles d'aubes de turbine contrarotatives à basse vitesse.(Ceci est une diffé- rence par rapport à l'approche classique d'utilisation d'une turbine à vitesse élevée dont la vitesse est diminuée sur le trajet vers une hélice par une boite d'engrenages de réduc- tion.) Un premier ensemble d'aubes 39 extrait l'énergie pro- venant du courant gazeux 33 et entraine en rotation l'hélice avant 9F. Un deuxième ensemble d'aubes 42 entraîne en rata- tion l'hélice arrière 9A mais dans une direction opposée à celle de l'hélice avant 9F. Des paliers 47 supportent les - 2 - ensembles d'aubes et les hélices et permettent cette contre-rotation. Un mécanisme de variation de pas 52 pour modifier le pas des hélices 9A et 9F est représenté de manière sché- S matique. Il est souhaitable de pouvoir commander le mécanis- me de variation de pas 52 de sorte que le pas de l'hélice soit celui qui convient dans les conditions de fonctionne- ment du moteur. La présente invention a pour objet de réaliser une commande de mécanisme de variation de pas d'hélices contra- rotatives. La présente invention a en outre pour objet de réaliser une commande pour à la fois synchroniser et mettre en phase les hélices d'un système d'hélices contrarotatives. Selon un mode de réalisation de la présente inven- tion on commande les pas, vitesse et angles de phase des hé- lices contrarotatives d'avion. La description qui va suivre se réfère aux figures annexées qui représentent respectivement: - Figure 1, un avion comportant des hélices con- trarotatives; - Figure 2, une vue détaillée des hélices contra- rotatives de la figure 1; - Figure 3, un mode de réalisation de la présente invention; - Figure 4, un diagramme synoptique du fonctionne- ment d'une partie d'un programme d'ordinateur présenté à la fin de la description; - Figure 5, un deuxième mode de réalisation de la présente invention; - Figures 4A et SA, un schéma synoptique des com- posants qui calcule le signal Y2D des figures 4 et 5; - Figures 6A à D, une séquence des étapes de cal- cul de diagramme synoptique qui explique une simplification de la figure 4 avec pour résultat la figure 5. - 3- La figure 3 représente un mode de réalisation de la présente invention. Les détecteurs de vitesse 50F et 50A (représentés aussi en figure 2) mesurent les vitesses res- pectives des hélices avant 9F et arrière 9A. Ces détecteurs de vitesse fournissent des signaux numériques sur les lignes 52 et 54 qui sont soustraits dans les sommateurs 56 et 58. Une telle mesure de vitesse est classique de la technique des moteurs à turbine à gaz. Un signal commun de demande de vitesse pour les hélices 9A et 9F est présent sur la ligne 60 et est indiqué par XN48D et XN49D. (Le symbole "XN48D" etc. est utilisé de manière à être en corrélation avec le Code Source d'un pro- gramme d'ordinateur qui sera étudié ensuite. Le "D" dans le symbole signifie "demande".) Le signal de demande de vitesse sur la ligne 60 est le résultat d'une demande de vol de l'avion et est engendré soit par le pilote de l'avion, soit par une commande automatique. Ce signal indique les vitesses auxquelles les hélices 9A et 9F doivent tourner. Dans le cas d'une création de signal par une commande automatique, le signal de demande de vitesse est programmé comme étant une - fonction des pressions P2 (pression totale à l'entrée du mo- teur) et P46 (pression de sortie de la turbine à pression intermédiaire) du moteur à turbine à gaz 15 de la figure 2. La turbine à pression intermédiaire n'est pas représentée mais se trouve immédiatement en amont de la flèche 33. Cette programmation est bien connue de la technique. Le signal de demande de vitesse sur la ligne 60 est additionné dans les sommateurs 56 et 58. Ces sommateurs fournissent comme résultat des signaux d'erreur de vitesse, de vitesse, U1 et U2. Un signal d'erreur de vitesse indique la différence entre la vitesse demandée (par exemple XN48D) et la vitesse mesurée (par exemple XN48F) d'une hélice (ici 9F). Les signaux d'erreur de vitesse U1 et U2 sont envoyés respectivement à des commandes numériques 62 et 64. Les commandes numériques 62 et 64 fonctionnent -4- comme des commandes proportionnelles/intégrales et calculent les signaux d'erreur de vitesse respectifs Ul et U2 pour ainsi fournir des signaux de demande calculés Y1D et Y2D. Les commandes numériques 62 et 64 sont représentées sous forme de blocs séparés pour faciliter l'explication. Cepen- dant, dans un mode de réalisation, elles se présentent sous la forme d'un unique programme numérique d'ordinateur qui calcule les signaux d'erreur de vitesse U1 et U2. On peut utiliser les commandes 62 et 64 pour diminuer les interac- tions entre les deux boucles de commande de soufflante 130 et 134 (décrites ci-après). Le code source pour un tel pro- gramme est donné à la fin de la description. Y1D et Y2D sont présentés comme des demandes de position aux sommateurs 70 et 72 dans lesquels des signaux numériques ACTiF et ACT2F sont soustraits. ACTiF et ACT2F sont des signaux de position qui indiquent les positions me- surées réelles des pistons hydrauliques linéaires 81 et 84 de la figure 2 et qui sont fournis par des capteurs 74 et 77. Puisque la géométrie des tringles de transmission entre les pistons et les pales d'hélices est connue à l'avance, le pas de l'hélice peut être déduit de ACT1F et de ACTZF. Ainsi, ACT1F et ACT2F indiquent directement la position des pistons (pistons 81 et 84) et indirectement le pas de l'hé- lice. ACTIF et ACT2F sont des signaux de position directe- ment mesurés et des signaux de pas indirectement mesurés. Les sommateurs 70 ET 72 produisent à leur sorties des signaux d'erreur de position (ou de pas) YE1 et YEZ. Ces signaux d'erreur de position sont envoyés à des blocs de compensation 89 et 92. Les blocs de compensation 89 et 92 fournissent des signaux analogiques XMA1 et XMA2 (par oppo- sition aux signaux numériques dénommés YE1 et YE2) qui sont envoyés à des amplificateurs 96 et 98 qui commandent les servo-vannes à moteur à couple constant (TMSV) 100 et 102 qui à leur tour commandent les vérins 106 et 108 qui, dans ce cas, prennent la forme des pistons 81 et 84 comme repré- sente figure 2. L'utilisation d'un amplificateur 96 pour commander une TMSV 100 et un vérin 106 dans la figure 2 pour effectuer une modification du pas d'une hélice d'avion 9F est considérée comme faisant partie des connaissances de l'homme de la technique de conception des sytèmes de comman- de. Les sorties des blocs de manoeuvre 106 et 108 re- présentent les positions spatiales réelles des pistons 81 et 84 de la figure 2, qui règlent les pas des hélices comme discuté ci-dessus. Ces sorties ne sont pas des signaux. Les blocs 74 et 77 fournissent les signaux indiquant les posi- tions. Le bloc 15 dénommé "moteur" fournit le flux d'air 33 de la figure 2 de manière à entraîner les hélices 9F et 9A. Entre les vérins 106 et 108 il existe des blocs de tringle- rie mécanique 106A et 108A. La présence de ces blocs met l'accent sur le fait qu'un déplacement linéaire des pistons 81 et 84 est transformé en une modification de pas d'hélice. Ainsi, le bloc moteur 15 agit sur les hélices ayant des pas qui sont déterminés par les vérins 106 et 108. Le pas déter- mine la vitesse de l'hélice pour une puissance de sortie de moteur et des conditions de fonctionnement de l'avion don- nees. L'invention ainsi décrite peut être redéfinie comme suit. Les signaux de demande de vitesse XN48D et XN49D sur la ligne 60 conjointement avec les signaux de vitesse mesurée XN48F et XN49F sur les lignes 52 et 54 fournissent les signaux d'erreur de vitesse U1 et U2 qui sont traités par des commandes numériques 62 et 64 pour obtenir Y1D et Y2D. Y1D et Y2D sont ensuite modifiés par des signaux de réaction de pas ACTIF et ACT2F de manière à fournir les si- gnaux d'erreur de pas (en fait d'erreur de position) YE1 et YE2. Ces signaux d'erreur de pas obligent les vérins 106 et 108 à diminuer l'erreur de pas (c'est-à-dire à diminuer la différence entre le pas demandé et le pas mesuré) en modi- fiant les pas des pales d'hélices. Ces modifications des pas - 6 - des pales agissent sur la charge des ensembles d'aubes de turbine 39 et 42 de la figure 2, changeant ainsi la vitesse de l'hélice modifiée, puisque l'énergie dans le flux d'air 33 demeurera, dans le cas général, constante. S L'invention ainsi décrite comporte un système de commande à deux boucles pour chaque hélice, toutes les deux étant des boucles fermées. L'une d'elles est une boucle de rétroaction de pas indiquée par les flèches 120 et 124 et la deuxième est une boucle de rétroaction de vitesse indiquée par les flèches 130 et 134. Ces boucles ont pour fonction de maintenir les vitesses d'hélices à la vitesse unique deman- dée sur la ligne 60. C'est-à-dire qu'elles synchronisent les hélices. La présente invention ne cherche pas seulement à synchroniser les hélices 9A et 9F mais aussi à les synchro- niser en phase de manière à régler le bruit et les vibra- tions. La synchronisation en phase est définie en liaison avec la figure 1. L'angle de phase est l'angle PH entre la pale numéro 1F de l'hélice avant 9F et la pale numéro lA de l'hélice arrière A, mais mesuré à un moment prédéterminé, comme par exemple lorsque la pale 1F se trouve dans la posi- tion "midi". (I1 est bien entendu nécessaire de définir l'angle de phase PH à un moment déterminé ou par rapport à toute autre référence, parce que l'angle PH change constam- ment du fait de la contre-rotation.) La synchronisation en phase est le processus de réglage de l'angle de phase PH. La présente invention règle l'angle de phase PH de la manière suivante. Les blocs 120A et 122 de la figure 3 fournissent un signal de phase PH indicatif de l'angle de phase PH de la figure 1. Une manière d'obtenir un tel signal de phase est de démarrer les hélices avec un angle de phase connu et de compter ensuite le nombre ultérieur de révolutions de chaque pale en utilisant des capteurs 50F et 50A de la figure 2. Il existe d'autres méthodes pour s'assurer de la phase des hé- -7- lices 9A et 9F. Indépendamment de la méthode utilisée, le signal numérique de phase PH indicatif de l'angle PH de la figure 1 est soustrait dans le sommateur 130 d'un signal de phase de- mandé PHAD. PHAD est fourni par le pilote ou par une comman- de automatique. Le sommateur 130 fournit alors un signal d'erreur de phase U6 qui est envoyé à une commande de synch- ronisation de phase 124 qui reçoit aussi un signal de vites- se indiquant la vitesse du moteur sur la ligne 125. La com- mande de synchronisation de phase 124, en réponse aux en- trées qui viennent d'être décrites, fournit un signal de commande de phase Y3. Le signal de commande de phase Y3 est ajouté dans le sommateur 72 pour ainsi, de manière effecti- ve, modifier le signal d'erreur de pas YE2. Ceci oblige le vérin 108 à essayer de diminuer le signal d'erreur de pas YE2 en réglant le pas de l'hélice arrière 9A. Par exemple, dans le cas o à la fois les signaux d'erreur et de vitesse U1 et U2 indiquent que les hélices sont synchronisées à la vitesse demandée, le pilote de l'avion peut souhaiter modifier l'angle de phase PH. S'il souhaite augmenter l'angle de phase, il créera un signal de demande de phase PHAD qui produira un signal d'erreur U6. Le signal d'erreur U6 augmentera de manière effective le signal d'erreur de pas YE2, obligeant le pas de l'hélice arrière 9A dans les figures 1 et 2 à augmenter. Cette augmentation ra- lentira l'hélice arrière, tendant ainsi à diminuer l'erreur de pas. Différents aspects importants de la présente in- vention vont être maintenant étudiés. Premièrement, on a dé- crit précédemment deux boucles de réaction fermées pour cha- cune des hélices. De plus une troisième boucle de réaction, une boucle de réaction de phase comportant les blocs 120A, 122 et 124 et les sommateurs 72 et 130 est ajoutée à l'héli- ce arrière 9A. Ainsi le schéma de commande comporte deux boucles de réaction pour l'hélice avant, mais trois boucles - 8 - de réaction pour l'hélice arrière. Deuxièmement, les boucles de réaction de vitesse ne sont pas ouvertes pendant la synchronisation en phase. C'est-à-dire, que par exemple, bien que le signal de comman- de de phase YE2 soit envoyé au sommateur 72 pendant une mo- dification de phase, ni les signaux d'erreur de pas YlD et Y2D envoyés aux sommateurs 70 et 72, ni les signaux de pas mesurés ACTIF et ACTZF ne sont déconnectés des sommateurs 70 et 72. C'est-à-dire que les boucles de vitesse, les boucles de pas et la boucle de phase demeurent fermés et fonction- nent à tout moment. Troisièmement, le réglage de phase est effectué par modification du pas de l'hélice arrière. Les essais et modèles ont montré que les modifications de pas de l'hélice arrière 9A perturbent beaucoup moins l'hélice avant 9F que les modifications de pas de l'hélice avant 9F ne perturbent l'hélice arrière 9A: la perturbation décelée à l'avant est inférieure à la perturbation décelée à l'arrière. Par consé- quent, la présente invention a pour but d'obtenir une synch- ronisation en phase en faisant fonctionner l'hélice arrière plus tôt que l'hélice avant. Quatrièmement, du fait que les ensembles de turbi- ne 39 et 42 sont couplées fluidiquement, leurs vitesses re- latives peuvent différer. Ainsi, la synchronisation en phase décrite ci-dessus est possible. On commentera maintenant le code logiciel qui va suivre. Les lignes 1 et 2 du code se réfèrent au fonctionne- ment des sommateurs 56 et 58 de la figure 3. Les lignes 3-6 se réfèrent aux représentations numériques de la commande proportionnelle/intégrale (p/i) indiquées par les blocs 62 et 64. Pour une commande analogique continue, les lignes 3-6 peuvent être décrites comme représenté figure 4. La commande p/i (c'est-à-dire les blocs 62 et 64 de la figure 3) est ap- pelée "proportionnelle" à cause du terme "a" du bloc 170 de la figure 4 ("a" dans ce cas analogique aurait une valeur de 0,00105). La sortie (par exemple Y2B sur la ligne 9 du code et représentée figure 4) est proportionnelle à l'entrée (par exemple U2 sur les lignes 4 et 6 du code et représentée fi- gure 4) d'un facteur de proportionnalité "a". La commande est appelée "intégrale" à cause du terme b/s du bloc 176 dans lequel "b" aurait la valeur de 0,003 dans ce cas analogique. 1/s se réfère à une intégra- tion dans le domaine du temps. Les constantes a et b des blocs 170 et 176 sont représentées dans le cas numérique (c'est-à-dire numérique non analogique) par les nombres 0,001065 et 0,00003 dans les lignes 4 et 6 du code. Pour le bloc 64 de la figure 3, les lignes 4 et 6 représentent la transition d'état ABCD ou la forme d'équa- tion différentielle de la commande a transformée Z compara- ble 0,001065 +0t00003 Z-1 1- Z-1 pour une période échantillon de T = 0,01 seconde. Les cons- tantes a et b des blocs 170 et 176 ne sont pas identiques à celles de la transformée Z du fait des approximations dans la relation dans laquelle Z 1 + sT z 1 - sT Autrement dit, les valeurs de "a" et "b" diffè- rent légèrement selon que l'on fonctionne dans le domaine analogique ou dans le domaine numérique. Les termes XllB et X21B des lignes 7 et 9 sont des valeurs de base qui sont programmées en tant que fonction du point de fonctionnement du moteur. G48 et G49 sur les lignes et 6 sont des multiplicateurs de gain de boucle programmés en tant que fonction du point de fonctionnement. Dans les - 10 - lignes 3 et 4, X1 et X2 sont les valeurs passées des états et U1 et U2 sont les valeurs passées des erreurs de vitesse. Dans les lignes 3 et 4, XNEWi et XNEW2 sont les valeurs pré- sentes des états résultants de l'intégration rectangulaire numérique. La variable Xl dans la ligne 5 est la valeur ac- tuelle de l'état et est la même que la variable XNEWl dans la ligne 3. De la même manière pour XZ ligne 6 par rapport à XNEW2 ligne 4. U1 et UZ sur les lignes S et 6 sont les va- leurs actuelles des erreurs de vitesse. Cette distinction dans la nomenclature est faite par le logiciel particulier utilisé dans la conception. Les équations dans les lignes 3-6 représentent des équations différentielles classiques. Les lignes 11 et 12 se réfèrent au fonctionnement des sommateurs 70 et 72. Les fonctions des lignes 13-16 n'ont pas été étu- diées auparavant. Ces lignes créent ce qui peut être appelé des "fonctions chapeaux". Les résultats calculés des "fonc- tions chapeaux" sont les variables GF1 et GF2 des lignes 18, , 24, 26, 29 et 30. L'opération "SIGNE" dans les lignes 13 et 14 se réfèrent à la fonction SIGNE: par exemple "SIGN(l,0,YEl)" a une valeur de +1 lorsque YE1 est positif et de -1 lorsque YE1 est négatif. L'opération des fonctions chapeaux est de donner aux variables GF1 et GF2 des valeurs plus grandes lorsque les signaux d'erreur Y1 et Y2 sont petits, rendant ainsi XMA1 et XMA2 sur les lignes 29 et 30 plus grands. Ceci permet de dépasser la bande de non fonc- tionnement des servovannes à moteur à couple constant (TMSV). On a remarqué que la bande de non fonctionnement des servovannes TMSV a pour résultat une erreur dans l'angle de pas réel. La fonction "chapeau" diminue cette erreur. Les lignes 29 et 30 du code se réfèrent aux blocs de compensation 89 et 92 de la figure 3. GF1 et GF2 sont les multiplicateurs de la fonction "chapeau", YE1 et YEZ sont les erreurs de position (c'est-à-dire les positions des pis- tons 81 et 84 dans la figure 2) et G est une constante de - 11 - conversion. (les unités de X4A1 et XMA2 doivent être en mil- liampères, tandis que celles de YE1 et YE2 ne le sont pas). La ligne 32 du code se réfère au sommateur 130 de la figure 3. Les lignes 32-37 limitent U6 à des valeurs com- prises entre -45 et +45 degrés. Une fonction de cette limi- tation est de traiter toutes les pales d'hélices de la même manière. Ainsi, par exemple, si l'angle de phase PH augmente de 44 à 46 degrés, les lignes 31-39 du code auront pour ef- fet de redéfinir l'angle de phase de 44 à 1 degré. On mesure ainsi maintenant la phase entre une paire de pales différen- tes. Cette limite de 45 degrés suppose 8 pales par hélice (360/8 = 45). Si on utilise un nombre différent de pales, la plage de limitation sera bien entendu différente. Les lignes 46-48 se réfèrent à un deuxième ensem- ble d'équations différentielles qui représentent une comman- de proportionnelle/intégrale qui est pratiquement identique à la commande proportionnelle/intégrale utilisée en 64, bloc 124 figure 3. Les principes décrits ci-dessus en relation avec la figure 4 s'appliquent aux lignes 46-48 de la même manière. La ligne 47 se réfère au signal Y3 qui est appliqué au sommateur 72 de la figure 3. G1 dans la ligne 47 est un multiplicateur de gain de boucle programmé comme étant fonc- tion du point de fonctionnement. La ligne 2 du code contient la variable "REGLAGE" qui est envoyée au sommateur 58 figure 3. Cette variable est commandée par le pilote et lui permet de choisir différentes vitesses pour les deux hélices. -12 - Code Source I 1 Ul=XN48D-XN48F 2 U2=(XN49D+REGLAGE)-XN49F 3 XNEWl=Xl+G48*U1 4 XNEWZ=X2+G49*U2Z Y1=0,00014*X1+0,00427*U1*G48 6 Y2=0,00003*X2+0,001065*U2*G49 7 Y1D=Yl1 + XllB 8 C REFLECHIT CONDITIONS INITIALES 9 Y2D=Y2 + X21B C REFLECHIT CONDITIONS INITIALES 11 YE1=Y1D-ACT1F 12 YE2=(Y2D+Y3)-ACT2F 13 Ml=SIGN(1,0,YE1)*(1,0-HT1)/ELIM1 14 M2=SIGN(1,0,YE2)*(1,0-HT2)/ELIM2 T1=Ml*YE1+HT1 16 T2=M2*YE2+HT2 17 SI(ABS(YE1).LT.ELIM1)ALORS 18 GFl=T1 19 AUTREMENT GF1=1,0 21 FIN SI 22 C 23 SI(ABS(YE2). LT.ELIM2)ALORS 24 GF2=T2 AUTREMENT 26 GF2=1,0 27 FIN SI 28 C 29 XMAl=G*YE1*GF1 XMA1=G*YE2*GF2 31 SI(L4.GT.0)ALORS 32 U6=PHAD-PH - 13 - 33 SI(U6.LT.-22,5)ALORS *34 U6=U6+45. SI(U6.GT.22,5)ALORS 36 U6=U6+45 37 FIN SI 38 AUTREMENT 39 U6=0 FIN SI 41 SI (SP.LT. 1) ALORS 42 XX3=0 43 AUTREMENT 44 XX3=X3 FIN SI 46 XNEW3=XX3+U6*G1 47 Y3=0,00003*X3+0,001065*U6*G1 48 C 49 RETOUR C 51 C CALCUL SUR VALEURS ACCEPTEES 52 70 RETOUR 53 C CALCULS TERMINAUX 54 80 RETOUR FIN Code Source II 4 XNEW2=X2+(G49*U2+Y3) 6 Y2=0,00003*X2+0,001065*(U2*G49+Y3) 12 YE2=Y2D-ACT2F - 14 - On a décrit une commande pour commander un ensem- ble d'hélices entraîné par des turbines contrarotatives. La commande comporte deux boucles pour chaque hélice: une bou- cle de commande de vitesse et une boucle de commande de pas. De plus, la commande comporte une troisième boucle pour l'une des hélices qui est une boucle de commande de phase. Toutes ces boucles sont de préférence fermées à tous mo- ments, et la boucle de commande de phase fonctionne de pré- férence par réglage du pas (par conséquent de la vitesse) de l'hélice arrière. La discussion précédente a porté sur la réalisa- tion de signaux d'erreur de vitesse U1 et U2 par les somma- teurs 56 et 58. On remarquera que ces signaux d'erreur de vitesse sont pratiquement similaires à des signaux d'erreur de poussée, la poussée des hélices étant une fonction de la vitesse de l'hélice. Par conséquent, on peut substituer un détecteur de poussée aux détecteurs de vitesse 50A et 50F et traiter le signal sur la ligne 60 comme un signal de demande de poussée plut6t qu'un signal de demande de vitesse. Les mesures de poussée peuvent être réalisées par de nombreuses méthodes connues de la technique. Par exemple, la poussée est une fonction de la chute de pression totale (c'est-à-dire du rapport de pression) à travers les ensem- bles d'aubes de turbines contrarotatives 39 et 42 figure 1. On peut aussi mesurer la poussée en utilisant des extenso- mètres fixés aux arbres ou cylindres qui supportent les hé- lices 9A et 9F. L'élongation de l'arbre est une mesure de la poussée. De plus, on peut obtenir la poussée de manière in- directe. Un ensemble d'aubes contrarotatives 9A et 9F peu- vent être fabriquées, soit à la taille réelle, soit à l'échelle et fonctionner dans une cellule de charge. La poussée pour les différentes conditions de fonctionnement, y compris différentes vitesses d'hélices et de pas de pales est enregistrée sur un programme. Ensuite, en vol réel, les - 15 - conditions telles que la vitesse de l'hélice et le pas de la pale sont mesurées et/ou en dérive la poussée à partir du programme basé sur ces mesures. Par conséquent, les boucles de vitesse 130 et 134 peuvent être considérées comme des boucles de poussée, avec la poussée qui devient le paramètre demandé sur la ligne 60 et aussi qui est le paramètre sur lequel les boucles se ferment. Un deuxième mode de réalisation est basé sur le fait que la commande numérique 64 de la figure 3 est simi- laire à la commande de synchronisation en phase 124. La si- milarité est représentée par la similarité de forme des li- gnes 4 et 6 du Code Source (pour la commande numérique 64) comparées avec les lignes 46 et 47 (pour la commande de syn- chronisation en phase 124). La reconnaissance de cette simi- larité permet d'éliminer la commande de synchronisation en phase 124 comme représenté figure 5. La figure 5 est mise en oeuvre en remplaçant les lignes 4, 6 et 12 par les lignes correspondantes du Code Source II, et en éliminant les li- gnes 41-48 inclus. Une justification de ce remplacement dans la figu- re 5 est représentée par la séquence de figures 6A-D. La fi- gure 6A est un diagramme qui est semblable à celui de la fi- gure 4 mais auquel on a ajouté une entrée 200 qui représente le signal Y3 de la figure 3. Y3 est la sortie de la commande de synchronisation en phase 124. On obtient la figure 6B en diminuant la boucle fermée contenant les blocs 202 et 204 de la figure 6A à un "décalage" simplifié, c'est-à-dire au bloc 206 figure 6B. La figure 6C est obtenue à partir de la figu- re 6B en rompant la ligne 208 de la figure 6B comme repré- sente par des boulons d'allégement 210. La figure 6C devient ainsi la figure 6B, mais avec une entrée ouverte 212 et une boucle ouverte 214. Figure 6D, on a séparé le bloc 216 de la figure 6C en blocs 218 et 220 avec le bloc 218 étant de sens inverse de sorte que s/(s+a) est l'inverse de (s+a)/s. La fonction f(s) du bloc 220 de la figure 6D re- 2582 614 - 16 - présente une partie de la commande de synchronisation en phase 124 de la figure 3. Si le bloc 220 a la forme (s+a)/s, comme indiqué par la flèche 22, et si les termes "a" des blocs 218 et 220 sont identiques, alors le bloc 218 annule le bloc 220. Cette annulation a un résultat significatif: les intégrateurs présents dans les blocs 218 et 220 sont éliminés. Ceci est important parce qu'un intégrateur dans un quelconque système de commande doit être conçu soigneuse- ment. L'intégrateur est toujours "en fonctionnement", c'est-à-dire qu'il intègre toujours son entrée, produisant toujours un signal de sortie (exception faite bien entendu du cas o l'entrée a été nulle pendant un temps assez long par rapport à la constante de temps de l'intégrateur). Le Code Source, lorsque modifié par le Code Source II met en oeuvre les concepts représentés figure S. Une seu- le intégration a lieu pour chacune des hélices, c'est-à-dire sur les lignes 3-9 du Code Source. En outre, m&me avec un Code Source semblable à celui décrit au début, les constan- tes de temps de la commande de synchronisation en phase 124 et de la commande numérique 64 sont les mêmes. C'est-à-dire que les coefficients 0, 00003 et 0,001065 sur les lignes 6 et 47 sont les mêmes. Ceci permet d'éliminer le bloc 124 de la figure 3 et d'introduire U6 directement dans le bloc 64 avec le gain programme approprié G1 comme indiqué par la ligne en traits discontinus 250 de la figure 3. Par conséquent, le traitement de Y2D de la figure 4 par les composants de la figure 4A est modifié pour devenir le traitement de Y2D dans la figure 5 par les composants de la figure SA. - 17 - REVENDICATIONS 1. Commande pour des hélices avant et arrière d'avion qui tournent autour d'un axe commun, caractérisée en ce qu'il comporte: a) des moyens (62, 100, 106) pour commander la vitesse de l'hélice avant; b) des moyens (64, 102, 108) pour commander la vitesse de l'hélice arrière; c) des moyens (124) pour commander l'angle de phase entre les deux hélices. 2. Commande pour des hélices avant et arrière d'avion qui tournent autour d'un axe commun caractérisée en ce qu'elle comportent: a) des moyens (62, 100, 106) pour modifier le pas de l'hélice avant en réponse à la vitesse de l'hélice avant, et b) des moyens (64, 102, 108, 124) pour modifier le pas de l'hélice arrière en réponse à la fois à la vitesse de l'hélice avant et à l'angle de phase entre les deux hélices. 3. Commande pour des hélices avant et arrière d'avion qui tournent autour d'un axe commun caractérisée en ce qu'elle comporte: a) des moyens de modification du pas de l'hélice avant en réponse à la poussée de l'hélice avant et, b) des moyens de modification de l'hélice arriè- re en réponse à la fois à la poussée de l'hé- lice arrière et à l'angle de phase entre les deux hélices. 4. Commande pour des hélices avant et arrière d'avion qui tournent autour d'un axe commun, caractérisée en ce qu'elle comporte: a) des moyens pour modifier le pas de l'hélice avant en réponse à la vitesse de l'hélice - 18 - avant et au pas de l'hélice avant, et b) des moyens pour modifier le pas de l'hélice arrière en réponse à la fois à la vitesse de l'hélice arrière, au pas de l'hélice arrière et à l'angle de phase entre les deux hélices. 5. Commande pour une paire d'hélices d'avion co- axiales contrarotatives caractérisée en ce qu'elle comporte: - des moyens (62, 100, 106) pour commander la vi- tesse d'une première hélice en réglant le pas de la première hélice; - des moyens (64, 102, 108) pour commander la vi- tesse de la deuxième hélice en réglant le pas de la deuxième hélice; - des moyens (124) pour mesurer l'angle de phase relatif entre la première et la deuxième hélices; et - des moyens pour régler l'angle de phase en ré- glant le pas de l'une des hélices pour ainsi modifier la vi- tesse de cette hélice 6. Commande pour des hélices avant et arrière d'avion qui tournent dans des directions opposées autour d'un axe commun, caractérisée en ce qu'elle comporte: a) un détecteur (SOF) de vitesse avant pour fournir un signal de vitesse avant indicatif de la vitesse de l'hélice avant; b) un détecteur (50A) de vitesse arrière pour fournir un signal de vitesse arrière indica- tif de la vitesse de l'hélice arrière; c) un détecteur de pas avant (74) pour fournir un signal de pas avant indicatif du pas de l'hélice avant; d) un détecteur de pas arrière (77) pour fournir un signal de pas arrière indicatif du pas de l'hélice arrière; e) un détecteur de phase (120A, 122) pour four- nir un signal de phase indicatif de l'angle - 19 - de phase entre les deux hélices; f) un vérin de pas avant (106) pour modifier le pas de l'hélice avant; g) un vérin de pas arrière (108) pour modifier le pas de l'hélice arrière; h) des moyens de comparaison (56, 58) des si- gnaux de vitesse avant et arrière avec un si- gnal de vitesse demandé pour fournir des si- gnaux d'erreur de vitesse avant et arrière; i) des moyens (62, 64) pour traiter les signaux d'erreur de vitesse avant et arrière et pour fournir des signaux d'erreur de vitesse avant et arrière traités; j) des moyens (70, 72) pour comparer les signaux de vitesse avant et arrière traités avec les signaux de pas avant et arrière respectifs et pour fournir les signaux d'erreur de pas avant et arrière; k) des moyens (106, 108) pour modifier les pas respectifs des hélices avant et arrière en réponse aux signaux d'erreur de pas respec- tifs de j); 1) des moyens pour modifier le signal d'erreur de vitesse arrière traité; m) des moyens (130) pour comparer le signal de phase avec un signal de phase demandé et pour fournir un signal d'erreur de phase; et n) des moyens (124) pour modifier le signal d'erreur de vitesse arrière traité de i) en réponse au réponse au signal d'erreur de phase.