FR 3035979 A1 20161111 FR 1500935 A 20150505 1 Loi de commande avancée pour empennage braquable La présente invention concerne un procédé de commande d'un moyen de stabilisation en tangage mobile, ainsi qu'un système de stabilisation et un aéronef appliquant ce procédé. Plus particulièrement, l'invention se situe dans le domaine technique restreint des moyens de stabilisation en tangage des giravions. Classiquement, un giravion comprend par exemple un fuselage s'étendant longitudinalement d'une extrémité avant vers une extrémité arrière de part et d'autre d'un plan antéropostérieur de symétrie, et selon une direction verticale d'une portion inférieure équipée d'un train d'atterrissage vers une portion supérieure munie d'une voilure tournante. La voilure tournante peut inclure au moins un rotor principal de sustentation voire de propulsion. De plus, un giravion peut comporter un rotor arrière au niveau de son extrémité arrière. Le rotor arrière a notamment pour fonction de contrôler les mouvements en lacet du giravion. Par ailleurs, un giravion comprend parfois des surfaces stabilisatrices additionnelles. Par exemple, un giravion est 20 usuellement équipé d'une surface stabilisatrice de mouvements en lacet. Une telle surface stabilisatrice de mouvements en lacet est généralement dénommée « dérive ». De même, un giravion comporte parfois un moyen 25 d'équilibrage et de stabilisation de mouvements en tangage dénommé plus simplement « moyen de stabilisation ». Un moyen de stabilisation présente une angulation dont la valeur absolue est comprise entre 00 et sensiblement 90° avec ledit plan 3035979 2 antéropostérieur. Ce moyen de stabilisation en tangage peut comporter éventuellement deux surfaces stabilisatrices en tangage s'étendant symétriquement de part et d'autre d'un plan antéropostérieur de symétrie du giravion en étant orthogonales à 5 ce plan antéropostérieur ou encore en présentant une forme de V par exemple. Un tel moyen de stabilisation de mouvements en tangage est parfois nommé « empennage horizontal » ou plus simplement « empennage » par la suite. Le terme « empennage » est d'autant 10 plus usité que le moyen de stabilisation n'est pas nécessairement horizontal. L'expression « moyen de stabilisation en tangage » est aussi utilisée. Un empennage peut comprendre au moins une surface aérodynamique traversant de part en part l'extrémité arrière de 15 l'aéronef selon une direction transversale, ou encore au moins une surface aérodynamique non traversante s'étendant transversalement à partir de cette extrémité arrière d'un unique coté dudit plan antéropostérieur. En vol stationnaire, l'équilibre du moment du tangage du giravion par rapport à un point fixe fait intervenir deux composantes prépondérantes : une première composante due au poids et à la position du centre de gravité du giravion et une deuxième composante due aux forces aérodynamiques relatives au rotor principal de sustentation. Pour une masse donnée du giravion, cette deuxième composante est proportionnelle à l'angle de basculement du rotor principal par rapport à une direction verticale. Par ailleurs, les variations de centrage du giravion induisent des variations de l'assiette de ce giravion. Lorsque le giravion est en vol de croisière, une troisième 30 composante du moment de tangage intervient : le moment 3035979 3 aérodynamique qui s'exerce sur le fuselage du giravion suite aux variations d'incidence du fuselage par rapport à l'écoulement d'air amont. Le moment aérodynamique de tangage tend à écarter le giravion de sa position d'équilibre. Cette troisième composante 5 instable a pour conséquence d'augmenter les variations de l'assiette longitudinale liées au centrage par rapport aux variations observées durant un vol en stationnaire. Ces variations d'assiette ont des conséquences négatives. Des assiettes à piquer importantes augmentent la traînée 10 aérodynamique du giravion et réduisent en conséquence sa vitesse maximale. De telles assiettes à piquer conduisent également à une impression d'inconfort pour l'équipage et les passagers. Des assiettes à cabrer importantes entraînent des moments élevés sur le mât d'entraînement du rotor principal et le moyeu du rotor 15 principal, avec des conséquences défavorables sur les durées de vie de ces éléments. A plus faible vitesse d'avancement et lors des phases d'atterrissage, des fortes assiettes à cabrer entraînent aussi une diminution de la visibilité du pilote et donc augmentation de ses charges de travail. 20 Le moyen de stabilisation en tangage placé vers l'arrière d'un giravion vise notamment à compenser l'instabilité de moment de tangage du fuselage et à équilibrer l'assiette du giravion. Le dimensionnement d'un moyen de stabilisation en tangage est complexe. 25 En effet, pour optimiser les performances d'un aéronef à vitesse élevée, le moyen de stabilisation en tangage est dimensionné de manière à obtenir une assiette longitudinale proche d'une assiette nulle. Ce dimensionnement est toutefois pénalisant pour le fonctionnement du rotor principal, sachant qu'une assiette à piquer élevée est souhaitable pour le 3035979 4 fonctionnement de ce rotor principal quand la vitesse d'avancement du giravion est élevée. De plus, le dimensionnement effectué doit être satisfaisant pour les différentes configurations de masse, d'altitude, de 5 centrage du centre de gravité de l'aéronef et éventuellement de différentes configurations aérodynamiques externes possibles pour l'aéronef. Eventuellement, l'efficacité du moyen de stabilisation en tangage peut être maximisée en augmentant sa surface alaire de 10 manière à réduire les effets des perturbations liées aux variations de masse et de centrage du giravion. Cependant, une telle solution est limitée en raison par exemple du phénomène de « bosse d'assiette » connu de l'homme du métier qui résulte des interactions entre le rotor principal et le 15 moyen de stabilisation en tangage. De plus, une surface alaire importante tend à notamment entraîner des variations importantes de l'assiette de l'aéronef dans des phases de vol ou le flux d'air provenant du rotor principal impacte le moyen de stabilisation en tangage, par exemple lors d'une montée ou d'une descente de 20 l'aéronef.. Les constructeurs ont cherché à remédier à ces inconvénients en créant un dispositif dit « dispositif de positionnement » par commodité. Un tel dispositif de positionnement a pour fonction de régler la position angulaire d'un 25 moyen de stabilisation en tangage de manière à équilibrer un giravion en tangage, tout en maitrisant simultanément ses performances et les charges appliquées au moyeu d'un rotor principal, en s'affranchissant de l'effet des variations de centrage et en respectant les contraintes précitées nécessitant une 30 limitation de la taille de ladite surface aérodynamique. 3035979 5 Ainsi, le moyen de stabilisation en tangage est alors mobile en rotation autour d'un axe de rotation. Le dispositif de positionnement permet par suite de régler un angle de braquage du moyen de stabilisation. Un tel angle de braquage représente un 5 angle séparant une corde de référence du moyen de stabilisation en tangage et un plan de référence de l'aéronef, par exemple un plan de référence horizontal. Ainsi, les documents US 2.424.882 et GB 657.796 prévoient un dispositif de positionnement comprenant un levier relié 10 mécaniquement à un moyen de stabilisation en tangage pour contrôler la position de ce moyen de stabilisation. Ces documents suggèrent un pilotage manuel du moyen de stabilisation en tangage. La commande du moyen de stabilisation en tangage représente alors un compromis exercé directement par 15 le pilote de l'aéronef. De même, le document VVO 2004/007282 A2 présente un moyen de contrôle d'un empennage braquable indépendant d'une commande cyclique principale d'un hélicoptère. Ce moyen de contrôle comprend une commande manoeuvrable par un pilote. 20 Devant la complexité technique croissante des giravions et de leur pilotage, des moyens de stabilisation en tangage sont commandés en tenant compte de facteurs différents, plutôt que sur la simple base d'une action du pilote. Le document FR 2.456.663 prévoit l'emploi d'un dispositif de 25 positionnement pour asservir la position d'un moyen de stabilisation en tangage en fonction de conditions de vol. Ce dispositif de positionnement comprend un moteur électrique pour asservir la commande du moyen do stabilisation on tangage. De plus, un capteur de commande cyclique longitudinale, 3035979 6 un capteur de position de pas collectif de pales d'un rotor principal, un capteur de vitesse par rapport à l'air émettent des signaux qui sont combinés pour produire un signal de sommation. Ce signal de sommation est modifié par un facteur qui varie en raison inverse de 5 la vitesse de l'aéronef par rapport à l'air, puis à un dispositif d'asservissement du moyen de stabilisation en tangage. Pour manoeuvrer un moyen de stabilisation en tangage, certains dispositifs de positionnement utilisent non pas un mais deux actionneurs électriques montés dos à dos. Un actionneur est 10 fixé à la poutre de queue dudit aéronef, et un autre actionneur est fixé à un moyen de stabilisation en tangage. Le document EP 1.547.920 Al traite d'un empennage braquable visant à réduire les vibrations engendrées sur la structure d'un hélicoptère par l'écoulement aérodynamique d'air en 15 provenance du rotor principal. Ce document met en oeuvre un dispositif de positionnement comprenant au moins un capteur de vibrations. Le document \NO 2008/142256 suggère de régler le moment de tangage d'un fuselage à partir d'au moins une gouverne de 20 profondeur mobile équipant l'empennage horizontal d'un aéronef. Une bijection peut être réalisée entre la position de l'empennage et la valeur du moment exercé sur un mât rotor. La valeur de ce moment peut donc être contrôlée à tout moment selon d'une part un objectif de diminution de la fatigue des pièces mécaniques et 25 d'autre part un objectif de répartition de puissance entre des hélices et un rotor de l'aéronef. Le document FR 2.3 8 3.47 5 présente un hélicoptère muni d'un moyen de stabilisation en tangage et d'un dispositif de positionnement pour modifier la position du moyen de stabilisation 30 en tangage. 3035979 7 Dès lors, l'aéronef comprend un moyen générateur pour transmettre un signal de commande au dispositif de positionnement. Le signal de commande est généré en fonction d'une vitesse aérodynamique, d'un pourcentage de pas collectif 5 des pales d'un rotor, d'accélérations latérales de l'hélicoptère, d'une vitesse de rotation de l'hélicoptère autour d'un axe de tangage et d'une constante produite par un circuit de polarisation. Le document FR 2.067.224 décrit un dispositif de positionnement mécanique actionné par inertie permettant 10 d'engendrer la rotation d'un empennage. Le document FR 2.962.972 est éloigné de la problématique de l'invention en présentant un moyen de stabilisation biplan fixe. La présente invention a alors pour objet de proposer un procédé innovant pour contrôler un angle de braquage d'un moyen 15 de stabilisation en tangage. L'invention concerne donc un procédé pour contrôler un angle de braquage d'un moyen de stabilisation en tangage d'un aéronef mobile. Ce procédé comporte : - une phase préliminaire comportant une étape d'élaboration 20 pour élaborer au moins une loi de commande fournissant un angle de consigne que doit atteindre ledit angle de braquage en fonction d'une part d'au moins un paramètre de vol de l'aéronef et d'autre part d'un paramètre d'incidence du moyen de stabilisation en tangage, 25 - une phase opérationnelle au cours de laquelle les étapes suivantes sont réalisées : o détermination d'une valeur dite « valeur de vol » de chacun des paramètres de vol, 3035979 8 o détermination d'une valeur dite « valeur de consigne » du paramètre d'incidence, o détermination d'un angle de consigne en introduisant les valeurs de vol et de consigne dans la loi de 5 commande, o activation d'au moins un actionneur pour que l'angle de braquage du moyen de stabilisation en tangage atteigne ledit angle de consigne. La loi de commande peut prendre de multiples formes. Ainsi, 10 la loi de commande peut avoir la forme d'une relation mathématique fournissant l'angle de consigne en fonction des paramètres de vol et de consigne. Cette loi de commande peut aussi prendre la forme d'un algorithme, d'un tableau de valeurs, ou encore d'une suite 15 d'opérations réalisées par un circuit logique par exemple. L'expression « loi de commande » couvre donc une ou plusieurs relations physique, logique ou mathématique permettant de fournir un angle de braquage à partir d'au moins un paramètre de vol et d'un paramètre d'incidence. 20 Chaque paramètre de vol est un paramètre qui représente au moins partiellement la position ou le déplacement de l'aéronef dans l'espace, ou encore le fonctionnement de certains organes de I' aéronef. En outre, l'angle de braquage représente l'angle formé entre 25 une corde de référence d'un profil de référence de la surface aérodynamique et un plan de référence. L'angle de braquage est nul lorsque la corde de référence est contenue dans le plan de référence. 3035979 9 Par ailleurs, le paramètre d'incidence est représentatif de l'incidence du moyen de stabilisation en tangage. Pour mémoire, l'incidence d'une surface aérodynamique représente l'angle formé entre une corde de référence d'un profil de la surface 5 aérodynamique et le vecteur vitesse du vent relatif impactant cette surface aérodynamique. L'incidence du moyen de stabilisation en tangage est alors égale à l'angle de braquage de ce moyen de stabilisation en tangage seulement lorsque le vecteur vitesse du vent relatif est présent dans le plan de référence du moyen de 10 stabilisation en tangage. Dès lors et durant une phase préliminaire, un constructeur établit la loi de commande, par exemple à partir de simulations et/ou d'essais. Cette loi de commande permet de piloter l'angle de braquage d'un moyen de stabilisation en tangage à partir du 15 comportement observé de l'aéronef au travers des paramètres de vol, et de l'incidence souhaitée du moyen de stabilisation en tangage au travers du paramètre d'incidence. L'utilisation du paramètre d'incidence en tant qu'entrée de la loi de commande est innovante car une telle incidence est difficile 20 à évaluer. En effet, la mesure de l'angle de braquage du moyen de stabilisation en tangage est aisée. Par contre, la mesure de l'incidence de ce moyen de stabilisation en tangage est délicate car cette mesure impose de déterminer le vecteur vitesse du vent relatif au niveau du bord d'attaque du moyen de stabilisation en 25 tangage. L'incidence d'un moyen de stabilisation en tangage en vol est en effet particulièrement difficile à estimer sans mesure directe. De nombreux phénomènes aérodynamiques complexes ont lieu sur un giravion notamment à basse vitesse (interaction rotor/empennage, 30 effets de sol) mais aussi à haute vitesse (interaction fuselage/empennage). Aussi, utiliser une instrumentation dédiée 3035979 10 pour mesurer une incidence afin de commander le moyen de stabilisation en tangage est désavantageux en termes de masse et de coût pour un aéronef produit en série. L'invention a l'avantage de permettre d'élaborer la commande du moyen de stabilisation en 5 tangage à travers une consigne d'incidence sans utiliser à terme une instrumentation dédiée pour mesurer cette incidence. En effet, durant la phase opérationnelle, la valeur de vol de chaque paramètre de vol est déterminée, par exemple à l'aide de mesures usuelles. 10 De plus, la valeur de consigne du paramètre d'incidence est déterminée. Néanmoins, cette valeur de consigne ne résulte pas d'une mesure directe d'une incidence. La valeur de consigne peut par exemple être fixée par un individu, ou par une loi d'incidence prédéterminée fixant la valeur de consigne en fonction de la phase 15 de vol. En outre, chaque valeur de vol et la valeur de consigne sont utilisées pour déterminer un angle de consigne en appliquant la loi de commande. La loi de commande n'agit pas sur les valeurs de vol des paramètres de vol et la valeur de consigne, mais utilise ces 20 valeurs pour déterminer l'angle de braquage à atteindre. Ainsi, la loi de commande ne fournit pas une incidence à respecter en tant que telle, mais fournit un angle de braquage à partir d'une incidence de consigne au travers de la valeur de consigne. Dès lors, le moyen de stabilisation en tangage est manoeuvré 25 pour atteindre l'angle de consigne requis, par exemple en utilisant une loi de régulation à boucle ouverte. Un capteur angulaire peut par exemple être utilisé pour vérifier le bon positionnement du moyen de stabilisation en tangage et à des fins de suivi. 3035979 11 Par suite, ce procédé permet bien d'atteindre une incidence de consigne, sans nécessiter la mesure de l'incidence durant la phase opérationnelle. Ce procédé met donc en oeuvre une boucle d'asservissement 5 fermée puisque l'angle de braquage courant du moyen de stabilisation en tangage peut être mesuré et comparé à l'angle de consigne. Une telle boucle d'asservissement fermée paraissait pourtant impossible à obtenir pour une loi basée sur un paramètre d'incidence de consigne à atteindre, en raison de l'instrumentation 10 nécessaire pour mesurer une telle incidence. De plus, certaines techniques antérieures se limitent parfois à améliorer une phase particulière du domaine de vol, pour par exemple tendre à minimise le phénomène de bosse d'assiette. A l'inverse, la loi de commande selon l'invention permet d'ajuster en 15 permanence et sur tout le domaine de vol l'angle de braquage du moyen de stabilisation en tangage à partir des conditions de vol courantes de l'aéronef et d'une valeur de consigne d'un paramètre d'incidence. Lors de l'application de la loi de commande, la valeur de 20 consigne du paramètre d'incidence peut être ajustée en fonction du comportement voulu du moyen de stabilisation en tangage. Par exemple, une incidence positive permet d'obtenir un moyen de stabilisation en tangage générant un moment à piquer sur l'aéronef, une incidence négative permettant d'obtenir un moyen de 25 stabilisation en tangage empennage déporteur générant un moment à cabrer sur l'aéronef. Une incidence nulle permet d'obtenir un empennage sans effet sur l'équilibre de la machine. En imposant ainsi une consigne à un paramètre d'incidence du moyen de stabilisation en tangage, la loi de commande obtenue 30 permet de piloter l'empennage sur tout le domaine de vol. En 3035979 12 fonction de la valeur de consigne imposée, l'angle de braquage du moyen de stabilisation en tangage varie pour que le moyen de stabilisation en tangage atteigne l'incidence désirée. Cette variation de l'angle de braquage du moyen de stabilisation en 5 tangage induit donc le comportement désiré de l'aéronef. Par exemple, une incidence nulle peut être imposée durant un vol stationnaire pour effacer le moyen de stabilisation en tangage vis-à-vis du flux d'air incident. A l'inverse, une consigne d'incidence négative peut être utilisée lors d'une phase de vol de 10 descente ou de montée pour maintenir un effet déporteur du moyen de stabilisation en tangage. Par exemple, durant une descente, l'incidence vue par un moyen de stabilisation en tangage fixe augmente pour un calage donné en passant par exemple de -100 à -5° en raison du 15 comportement de l'aéronef. Cette augmentation de l'incidence se traduit par une réduction de l'effet déporteur du moyen de stabilisation en tangage et donc par l'augmentation de l'assiette en tangage à piquer pendant la descente. A l'inverse, l'invention permet de fixer une valeur de consigne 20 d'incidence fixe. Cette valeur de consigne induit une modification de l'angle de braquage du moyen de stabilisation en tangage lors de la descente et permet alors de maintenir constant l'effet déporteur du moyen de stabilisation en tangage pendant cette descente pour stabiliser l'assiette de l'aéronef. 25 Cette particularité peut avantageusement être utilisée pour améliorer la stabilité de l'aéronef, pour réduire la puissance consommée par l'installation motrice ou encore pour diminuer les charges exercées sur un rotor durant des manoeuvres dynamiques. 3035979 13 Ce procédé peut de plus comporter une ou plusieurs des caractéristiques qui suivent. Ainsi, le paramètre d'incidence peut être soit une incidence aérodynamique du moyen de stabilisation en tangage en tant que 5 telle, soit un effort de portance exercé sur ledit moyen de stabilisation en tangage, soit un moment de torsion mesuré sur un arbre supportant le moyen de stabilisation en tangage. L'incidence d'une surface aérodynamique conditionne la portance générée par cette surface aérodynamique. En corollaire, 10 la portance d'une surface aérodynamique résulte notamment de l'incidence dc cette surface aérodynamique. Dès lors, selon une première variante, le paramètre d'incidence est l'incidence aérodynamique du moyen de stabilisation en tangage. 15 Lors de la phase préliminaire, des mesures d'incidence peuvent être réalisées avec une instrumentation usuelle, telle qu'une girouette. Par contre, selon une seconde variante, le paramètre d'incidence est l'effort de portance exercé sur le moyen de 20 stabilisation en tangage. La loi de commande dépend alors non pas d'une incidence mais d'un effort de portance du moyen de stabilisation en tangage. Lors de la phase préliminaire, une instrumentation mettant en oeuvre des jauges de contraintes permet d'évaluer cet effort de portance. 25 Selon une troisième variante, le paramètre d'incidence est un moment de torsion mesuré sur un arbre supportant le moyen de stabilisation en tangage. 3035979 14 Par ailleurs, le moyen de stabilisation en tangage peut comporter deux surfaces aérodynamiques de stabilisation agencées latéralement de part et d'autre d'une structure, telle qu'une poutre de queue. 5 Les deux surfaces aérodynamiques de stabilisation peuvent être commandées de manière identique. Toutefois, une loi de commande peut être établie pour chaque surface aérodynamique de stabilisation, les deux angles de braquage respectivement des deux surfaces aérodynamiques de 10 stabilisation étant indépendants l'un de l'autre. Cette réalisation permet de tenir compte de la dissymétrie éventuelle de l'incidence des surfaces aérodynamiques de stabilisation. Par ailleurs, chaque paramètre de vol est par exemple à 15 choisir dans une liste comprenant au moins un des éléments suivants : - un paramètre de position longitudinale représentant une position d'une commande de pilotage longitudinale contrôlant un angle longitudinal séparant un vecteur de portance de 20 l'aéronef et la pesanteur dans un plan longitudinal de l'aéronef, - un paramètre de position latérale représentant une position d'une commande de pilotage latérale contrôlant un angle latéral séparant ledit vecteur de portance de l'aéronef 25 et la pesanteur dans un plan latéral de l'aéronef - une assiette en tangage de l'aéronef, - une assiette en roulis de l'aéronef, 3035979 15 - une vitesse air de l'aéronef, - une vitesse verticale de l'aéronef selon ladite pesanteur, - une puissance consommée par une installation motrice de l'aéronef. 5 Par ailleurs, un giravion comporte usuellement un manche dit « manche cyclique » utilisé pour contrôler le pas cyclique des pales d'un rotor de sustentation. Le paramètre de position longitudinale peut être mesuré par exemple à l'aide d'un capteur angulaire mesurant une rotation du manche cyclique dans le plan 10 longitudinal autour d'un premier axe. De même, le paramètre de position latérale peut être mesuré par exemple à l'aide d'un capteur angulaire mesurant une rotation du manche cyclique dans le plan latéral autour d'un deuxième axe. Le paramètre de position longitudinale et/ou le paramètre de 15 position latérale peuvent être mesurées en aval d'un tel manche cyclique. En effet, le giravion peut comporter des actionneurs agencés en parallèle ou en série sur des lignes de commande reliant une commande d'un pilote à un rotor. Un capteur usuel peut mesurer la position d'un point de référcnce d'une ligne de 20 commande en aval desdits actionneurs pour déterminer le paramètre de position longitudinale, et/ou un autre capteur peut mesurer la position d'un point de référence d'une ligne de commande en aval desdits actionneurs pour déterminer le paramètre de position latérale. 25 Selon une réalisation, la phase préliminaire comporte : une étape de mesure durant laquelle on acquiert des données associant à chaque point de mesure les valeurs desdits des paramètres de vol et d'incidence ainsi que l'angle de braquage du moyen de stabilisation en tangage, chaque 3035979 16 point de mesure étant réalisé en positionnant ledit moyen de stabilisation en tangage à un angle de braquage donné et en mesurant en vol les valeurs desdits des paramètres de vol et d'incidence, 5 - ladite étape d'élaboration durant laquelle ladite loi de commande est établie à partir desdites données. La loi de commande est ainsi établie en réalisant au moins un vol d'essais sur un aéronef d'essai. Cet aéronef d'essai est notamment instrumenté pour pouvoir mesurer le paramètre 10 d'incidence. Ces instruments ne sont pas utilisés lors de la phase opérationnelle. Par exemple et selon la première variante de l'invention, l'incidence du moyen de stabilisation en tangage est mesurée par un moyen dédié, girouette ou autre, placé au niveau du bord 15 d'attaque du moyen de stabilisation en tangage. Ce moyen dédié n'est présent sur l'aéronef que durant cette étape de mesure en raison de son inutilité par la suite. Le procédé selon l'invention n'exige pas de mesurer le paramètre d'incidence durant la phase opérationnelle ce qui permet avantageusement de ne pas rajouter 20 une instrumentation supplémentaire sur un appareil de série. L'étape de mesure consiste alors à enregistrer en vol la valeur des paramètres de vol et d'incidence pour différentes manoeuvres types (montées, descentes, paliers, virages) sur tout le domaine de vol et pour de multiples angles de braquage du moyen 25 de stabilisation en tangage. L'enregistrement des données en vol peut se faire par des moyens largement répandus dans l'aéronautique. Les multiples phases de vol et les multiples angles de braquage du moyen de stabilisation en tangage utilisés permettent 3035979 17 d'obtenir une base de données comprenant de nombreuses données. Ces nombreuses données permettent à terme d'établir une loi de commande robuste. L'étape d'élaboration consiste alors à réaliser un traitement 5 de ces données pour obtenir une loi de commande qui permet de retranscrire l'angle de braquage à partir des paramètres de vol et du paramètre d'incidence. La loi de commande peut être élaborée de différentes manières à savoir en utilisant un réseau de neurones, une méthode 10 de régression linéaire, une méthode de régression non linéaire de type moindres carrés ou maximum de vraisemblance... En particulier, l'algorithme de Levenberg-Marquard peut être mis en oeuvre pour élaborer la loi de commande. Dès lors, pendant la phase opérationnelle, la loi de 15 commande est utilisée en imposant une valeur de consigne au paramètre d'incidence pour obtenir un angle de consigne en fonction des conditions de vol courantes de l'appareil observées à travers les paramètres de vol. Par ailleurs, la valeur de consigne est par exemple fixée par 20 un pilote selon une première alternative. Un pilote peut ainsi manoeuvrer un instrument pour fixer une valeur de consigne en fonction de son besoin. Selon une deuxième alternative, la valeur de consigne est déterminée automatiquement à l'aide d'au moins une loi 25 d'incidence fournissant la valeur de consigne en fonction d'une phase de vol. La première alternative est compatible avec la deuxième alternative, la valeur de consigne pouvant sur un aéronef être déterminée au choix par un pilote ou de manière automatique. 3035979 18 A l'instar de la loi de commande, la loi d'incidence peut prendre de multiples formes. L'expression « loi d'incidence » couvre une ou plusieurs relations physiques, logiques ou mathématiques permettant de fournir une valeur de consigne d'un 5 paramètre d'incidence en fonction dc la phase de vol courante. Par exemple, le paramètre d'incidence a au moins une des valeurs suivantes : - une valeur nulle lors d'une phase de vol accomplie en palier à une vitesse d'avancement inférieure à un seuil de 10 vitesse prédéterminé, et donc notamment lors d'un vol d'avancement à basse vitesse, - une valeur nulle lors d'une phase de décollage avec un aéronef appartenant à la catégorie A, cette catégorie A étant décrite dans le règlement de certification connu sous 15 l'acronyme « FAR 29 », à savoir la partie 29 du règlement (« Federal Aviation Regulations » en langue anglaise) de l'Administration Fédéral de l'aviation aux Etats-Unis (« Federal Aviation Administration » en langue anglaise), - une valeur positive inférieure à un seuil d'incidence lors 20 d'une phase de vol d'approche en atterrissage ponctuel. La catégorie A est parfaitement connue et identifiée par l'homme du métier. Par exemple, le livre « L'hélicoptère, théorie et pratique » de P.Lefort et J.Hamann, 3e édition, y fait référence dans la page 125. 25 De même, l'expression « phase de vol d'approche en atterrissage ponctuel » désigne une phase connue de l'homme du métier. Un atterrissage ponctuel représente alors un atterrissage sur une zone non dégagée, à savoir une zone présentant des obstacles à éviter lors de l'atterrissage. 3035979 19 Par exemple, durant une phase de vol à basse vitesse durant laquelle le phénomène de bosse d'assiette peut être pénalisant sur un giravion, imposer une incidence nulle permet d'effacer au maximum le moyen de stabilisation en tangage vis-à-vis du flux 5 d'air provenant du rotor de sustentation ce qui génère une assiette à cabrer réduite. Pour les cas de décollage avec un aéronef de la catégorie A, imposer une incidence nulle permet aussi de réduire la puissance totale consommée par l'aéronef pour optimiser la marge de 10 puissance disponible. Pour les phases d'approches en atterrissage ponctuel par exemple, imposer une incidence légèrement positive permet de générer un moment à piquer sur l'aéronef avec le moyen de stabilisation en tangage afin d'améliorer la visibilité du pilote lors 15 de l'approche. De plus, ce moment à piquer réduit la mise en assiette à cabrer de l'aéronef à la fin de l'atterrissage. Pour des aéronefs ayant un centre de gravité déporté vers l'arrière de l'aéronef, ce comportement présente un réel avantage. En croisière, le moyen de stabilisation en tangage a pour 20 fonction de stabiliser l'aéronef en créant un moment à cabrer sur le fuselage de l'aéronef. En imposant une incidence adéquate, la stabilité statique de l'aéronef peut être améliorée. Selon une variante, une loi d'incidence à l'atterrissage requiert un paramètre d'incidence ayant : 25 - une valeur nulle en dessous d'une première vitesse d'avancement seuil, de l'ordre d'une dizaine de noeuds (kts) par exemple, une valeur maximale positive entre une deuxième vitesse d'avancement seuil et une troisième vitesse d'avancement 3035979 20 seuil, la deuxième vitesse d'avancement seuil étant supérieure à la première vitesse d'avancement seuil et par exemple de l'ordre d'une vingtaine de noeuds, la troisième vitesse d'avancement seuil étant supérieure à la deuxième 5 vitesse d'avancement seuil et par exemple de l'ordre de quarante noeuds, ledit paramètre d'incidence ayant une valeur qui croit entre la première vitesse d'avancement seuil et la deuxième vitesse d'avancement seuil, - une valeur minimale négative au-delà d'une quatrième 10 vitesse d'avancement seuil, la quatrième vitesse d'avancement seuil étant supérieure à la troisième vitesse d'avancement seuil et par exemple de l'ordre de soixante dix noeuds, ledit paramètre d'incidence ayant une valeur qui décroit entre la troisième vitesse d'avancement seuil et la 15 quatrième vitesse d'avancement seuil. Une loi d'incidence au décollage requiert par exemple un paramètre d'incidence ayant : - une valeur nulle en dessous d'une première vitesse d'avancement limite, de l'ordre de cinquante noeuds (kts) par 20 exemple, - une valeur minimale négative au-delà d'une deuxième vitesse d'avancement limite, la deuxième vitesse d'avancement limite étant supérieure à la première vitesse d'avancement limite et de l'ordre de soixante dix noeuds (kts) 25 par exemple, ledit paramètre d'incidence ayant une valeur qui décroit entre la première vitesse d'avancement limite et la deuxième vitesse d'avancement limite. Par ailleurs, au moins une loi d'incidence est par exemple modulée par un paramètre de modulation. 3035979 21 Une loi d'incidence peut être modulée pour tenir compte de spécificités particulières de l'aéronef qui peuvent être appréhendées durant la phase préliminaire. Par exemple, à basse vitesse, la valeur de consigne du 5 paramètre d'incidence peut être ajustée pour obtenir un moyen de stabilisation en tangage plus ou moins porteur selon le compromis souhaité entre l'assiette en tangage de l'aéronef et la puissance consommée par l'installation motrice. Si l'incidence nulle du moyen de stabilisation en tangage 10 induit en effet une puissance consommée minimale et une mise en assiette réduite par rapport à un aéronef conventionnel ayant un empennage fixe, une incidence positive peut être imposée pour réduire encore l'assiette en tangage de cet aéronef. Cependant cette réduction est effectuée au détriment de la puissance 15 consommée. En croisière, la valeur de consigne du paramètre d'incidence peut être ajustée en fonction du moment exercé sur le mât d'un rotor par exemple. En cas de panne d'un moteur de l'installation motrice, une 20 gestion particulière de l'incidence peut aussi être utilisée. En cas d'autorotation de l'aéronef, une gestion appropriée de la valeur de consigne du paramètre d'incidence peut être apportée en imposant une incidence positive afin de générer un moment à piquer de l'aéronef. 25 Par ailleurs, une protection peut être implémentée afin de borner l'angle de consigne donné par la loi de commande durant la phase opérationnelle. Cette caractéristique permet pour des raisons de sécurité de limiter le domaine d'utilisation du moyen de stabilisation en tangage. 3035979 22 Ainsi, durant la phase opérationnelle, l'angle de consigne est borné par au moins une borne, ladite borne étant : - soit une borne supérieure, l'angle de consigne étant maintenu à la valeur de la borne supérieure lorsque l'angle 5 de consigne fourni par la loi de commande est supérieur ou égal à ladite borne supérieure, - soit une borne inférieure, l'angle de consigne étant maintenu à la valeur de la borne inférieure lorsque l'angle de consigne fourni par la loi de commande est inférieur ou égal 10 à ladite borne supérieure. Outre un procédé, l'invention vise un système de stabilisation d'un aéronef muni d'un moyen de stabilisation en tangage, ce moyen de stabilisation en tangage comprenant au moins une surface aérodynamique mobile en rotation, ce système de 15 stabilisation comprenant un système de positionnement pour régler un angle de braquage de la surface aérodynamique, le système de positionnement comprenant au moins un actionneur relié à la surface aérodynamique Dès lors, le système de positionnement comporte une unité 20 de traitement mettant en oeuvre durant la phase opérationnelle le procédé décrit précédemment, le système de positionnement comportant un système de mesure pour déterminer durant une étape opérationnelle chaque valeur de vol de chaque paramètre de vol utilisé et un système de détermination pour déterminer ladite 25 valeur de consigne, le système de mesure et le système de détermination étant reliés à l'unité de traitement. L'unité de traitement peut comporter un circuit logique. De manière alternative, l'unité de traitement comprend un processeur ou équivalent associé à une mémoire. Les données transmises par 3035979 23 le système de mesure et le système de détermination sont stockés dans la mémoire. Dès lors, le processeur exécute des instructions mémorisées dans la mémoire pour exploiter ces données et générer un angle de consigne à atteindre. L'unité de traitement 5 transmet alors un ordre de commande à l'actionneur pour placer le moyen de stabilisation en tangage dans la position requise. Le système de mesure peut comprendre des équipements usuels de l'aéronef. Par exemple, le système de mesure comporte au moins un des équipements suivants : 10 - un capteur angulaire pour mesurer un paramètre de position longitudinale représentant une position d'une commande de pilotage longitudinale contrôlant un angle longitudinal séparant un vecteur de portance de l'aéronef et la pesanteur dans un plan longitudinal de l'aéronef, 15 - un capteur angulaire pour mesurer un paramètre de position latérale représentant une position d'une commande de pilotage latérale contrôlant un angle latéral séparant ledit vecteur de portance de l'aéronef et la pesanteur dans un plan latéral de l'aéronef 20 une unité connue sous l'acronyme « AHRS » pour mesurer une assiette en tangage et/ou une assiette en roulis de l'aéronef, - un système anémobarométrique pour mesurer une vitesse air et /ou une vitesse verticale de l'aéronef, 25 - un moyen de gestion par exemple du type connu par l'acronyme FADEC pour déterminer une puissance consommée par une installation motrice de l'aéronef. 3035979 24 Le système de détermination peut comprendre un bouton ou équivalent pouvant être manipulé par un pilote pour qu'un pilote fixe l'angle de consigne, ou encore un calculateur intégré ou non à l'unité de traitement pour fixer automatiquement cet angle de 5 consigne. Par exemple, un calculateur est relié au système de mesure pour déterminer automatiquement une valeur de consigne d'un paramètre d'incidence en fonction de la phase de vol. Outre un système de stabilisation en tangage, l'invention 10 comprend un aéronef qui comporte ce système de stabilisation en tangage. L'invention et ses avantages apparaîtront avec plus de détails dans le cadre de la description qui suit avec des exemples donnés à titre illustratif en référence aux figures annexées qui 15 représentent : - la figure 1, une vue d'un aéronef selon l'invention, - la figure 2, une vue d'un moyen de stabilisation en tangage, - les figures 3 à 5, des vues explicitant l'angle de braquage 20 du moyen de stabilisation en tangage, - la figure 6, un schéma présentant un système de stabilisation en tangage de l'aéronef. - la figure 7, un schéma explicitant la phase préliminaire du procédé selon l'invention. 25 - la figure 8, un schéma explicitant la phase opérationnelle du procédé selon l'invention. 3035979 25 - la figure 9, un schéma illustrant des lois d'incidence, - la figure 10, un schéma illustrant une borne de l'angle de consigne. Les éléments présents dans plusieurs figures distinctes sont 5 affectés d'une seule et même référence. Trois directions X, Y et Z orthogonales les unes par rapport aux autres sont représentées sur certaines figures. La première direction X est dite longitudinale. Le terme « longitudinal » est relatif à toute direction sensiblement parallèle 10 à la première direction X. La deuxième direction Y est dite transversale. Les termes « latéral » et « transversal » sont relatifs à toute direction sensiblement parallèle à la deuxième direction Y. Enfin, la troisième direction Z est dite en élévation. 15 L'expression « en élévation » est relative à toute direction sensiblement parallèle à la troisième direction Z. La figure 1 présente un aéronef 1 muni d'un fuselage 2. Ce fuselage 2 s'étend longitudinalement d'un nez vers une extrémité arrière, en élévation d'un fond vers une portion haute portant une 20 voilure tournante 3, et latéralement d'un flanc gauche vers un flanc droit. Par exemple, l'aéronef 1 est muni d'une voilure tournante 3 comprenant un rotor principal 4 de sustentation voire de propulsion. Ce rotor principal 4 est mis en rotation par une 25 installation motrice 6. De plus, l'aéronef 1 comporte une commande de pilotage 8 permettant de contrôler le pas des pales du rotor principal 44. 3035979 26 Ainsi, la position longitudinale de la commande de pilotage 8 permet de contrôler l'angle longitudinal 180 séparant longitudinalement le vecteur de portance 190 de l'aéronef 1 et la pesanteur 191 dans un plan longitudinal P1. 5 De même, la position latérale de la commande de pilotage 8 permet de contrôler un angle latéral séparant latéralement le vecteur de portance 190 de l'aéronef 1 et la pesanteur 191 dans un plan latéral P2. La commande de pilotage 8 représente alors une commande 10 de pilotage longitudinale et une commande de pilotage latérale. Par ailleurs, l'aéronef 1 comprend un système de stabilisation 5 en tangage porté par une structure 6 de l'aéronef. Cet ensemble de stabilisation 5 inclut un moyen de stabilisation en tangage comprenant au moins une surface aérodynamique de stabilisation 15 11 s'étendant transversalement à partir du fuselage 2. En référence à la figure 2, le moyen de stabilisation en tangage 10 peut comprendre deux surfaces aérodynamiques de stabilisation 11 s'étendant de part et d'autre du fuselage. Cependant, le moyen de stabilisation peut par exemple comprendre 20 une surface aérodynamique de stabilisation s'étendant uniquement d'un côté du fuselage ou encore une unique surface aérodynamique de stabilisation traversant la structure 6 de l'aéronef. Le moyen de stabilisation en tangage 10 est mobile en 25 rotation autour d'un axe de braquage AX. Ainsi, chaque surface aérodynamique de stabilisation 11 est mobile en rotation autour de l'axe de braquage AX De plus, ce système de stabilisation 5 est muni d'un système de positionnement 15 pour commander l'angle de braquage. 3035979 27 Dès lors, Ce système de positionnement 15 a pour fonction d'induire une rotation des surfaces aérodynamiques de stabilisation 11, 12 autour de l'axe de braquage AX. Le système de positionnement 15 inclut alors au moins un 5 actionneur apte à mettre en rotation au moins une surface aérodynamique de stabilisation. Par exemple, le système de positionnement 15 comprend un arbre de sortie 21 relié au moyen de stabilisation 10, à savoir à chaque surface de stabilisation 11, 12. De plus, le système de positionnement 15 peut posséder un 10 premier actionneur 31 et un deuxième actionneur 32 pour mettre en rotation l'arbre de sortie 21, et donc le moyen de stabilisation. Chaque actionneur inclut alors une partie entraînante mobile pouvant mettre en rotation l'arbre de sortie 21. Les actionneurs peuvent être des moteurs électriques avec 15 ou sans balais, des moteurs électriques générant un déplacement linéaire, des actionneurs hydrauliques, des actionneurs pneumatiques. En référence à la figure 3, le système de positionnement 15 peut solliciter au moins un actionneur pour positionner le moyen de 20 stabilisation en tangage 10 à un angle nul. Dès lors, une corde de référence 10REF du moyen de stabilisation en tangage 10 se trouve dans cette position dans un plan de référence PREF de l'aéronef, tel qu'un plan horizontal parallèle à la direction longitudinale X et à la direction transversale 25 Y. Une telle corde de référence représente un segment droit reliant le bord d'attaque 10BA et le bord de fuite 10BF d'un profil de référence. 3035979 28 En référence à la figure 4, le système de positionnement 15 peut solliciter au moins un actionneur pour positionner le moyen de stabilisation en tangage 10 à un angle de braquage 100 négatif. Par convention, l'angle de braquage est compté négativement 5 lorsque le bord d'attaque 10BA du profil de référence est agencé en dessous du plan de référence PREF. Le figure 4 explicite aussi que l'angle de braquage 100 du moyen de stabilisation en tangage 10 diffère de l'incidence 150 de ce moyen de stabilisation en tangage 10. En effet, l'incidence 150 10 représente l'angle séparant ladite corde de référence 10REF du vecteur vitesse 151 du vent incident. Cette incidence est représentative d'un effort de portance 160 généré par le moyen de stabilisation en tangage. En référence à la figure 5, le système de positionnement 15 15 peut solliciter au moins un actionneur pour positionner le moyen de stabilisation en tangage 10 à un angle de braquage 100 positif. Par convention, l'angle de braquage est compté positivement lorsque le bord d'attaque 10BA du profil de référence est agencé au dessus du plan de référence PREF. 20 Par ailleurs et en référence à la figure 6, le système de positionnement 15 peut comporter un actionneur 20 par surface aérodynamique de stabilisation 11, 12. En outre, le système de positionnement 15 est muni d'une unité de traitement 25 reliée à chaque actionneur. Cette unité de 25 traitement peut par exemple comprendre un processeur 26 ou équivalant, et une mémoire 27. Le processeur 26 applique alors des instructions mémorisées dans la mémoire 27 pour piloter les actionneurs et atteindre un angle de braquage adéquat pour chaque surface aérodynamique de stabilisation. 3035979 29 L'unité de traitement peut prendre le cas échéant des formes différentes, en comprenant par exemple un circuit imprimé. Pour déterminer l'angle de braquage adéquat, le système de positionnement 15 possède un système de mesure 30 relié à l'unité 5 de traitement par au moins une liaison filaire ou non filaire. Le système de mesure 30 permet de mesurer en vol au moins une valeur dite « valeur de vol 51 » d'un paramètre. Ce paramètre est dit « paramètre de vol ». En effet, un paramètre de vol permet de caractériser au moins partiellement la position ou le déplacement 10 de l'aéronef dans l'espace, ou encore le fonctionnement de certains organes de l'aéronef. Le système de mesure peut comprendre des équipements usuels de l'aéronef. Par exemple, le système de mesure peut comporter un 15 premier capteur angulaire 31 pour mesurer un paramètre de vol du type « paramètre de position longitudinale DDM ». Ce paramètre de position longitudinale DDM représente une position de la commande de pilotage latérale 8 contrôlant l'angle longitudinal 180 évoqué précédemment. 20 Le système de mesure peut comporter un deuxième capteur angulaire 32 pour mesurer un paramètre de vol du type « paramètre de position latérale ». Ce paramètre de position latérale représente une position de la commande de pilotage latérale contrôlant l'angle latéral précédemment évoqué. 25 Un paramètre de vol peut aussi être une assiette en tangage 0 de l'aéronef, une assiette en roulis cp de l'aéronef, une vitesse air IAS de l'aéronef 1 dite « lndicated Air Speed » en langue anglaise, ou encore une vitesse verticale Vz de l'aéronef selon la pesanteur. 3035979 30 Dès lors, le système de mesure comprend par exemple une unité 33 connue sous l'acronyme « AHRS » qui est apte à déterminer l'assiette en tangage et/ou en roulis de l'aéronef. Le système de mesure peut aussi comprendre un système 5 anémobarométrique 35 pour déterminer la vitesse air IAS et /ou la vitesse verticale Vz de l'aéronef. Enfin, un paramètre de vol peut être la puissance consommée par l'installation motrice 9. Par suite, le système de mesure peut comprendre le moyen 10 de gestion 34 de chaque moteur 91, tel qu'un moyen de gestion connu par l'acronyme FADEC. L'unité de traitement peut alors déterminer la puissance consommée par l'installation motrice 9 en exploitant les mesures des moyens de gestion 34. Par ailleurs, le système de positionnement 15 possède un 15 système de détermination 40 pour déterminer la valeur dite « valeur de consigne 60* » d'un paramètre d'incidence. Ce paramètre d'incidence peut être l'incidence aérodynamique 150 du moyen de stabilisation en tangage soit l'effort de portance 160 évoqué précédemment, soit un moment de torsion mesuré sur un 20 arbre 300 visible sur les figures 2 et 6 supportant le moyen de stabilisation en tangage. Le système de détermination peut comprendre un bouton ou équivalent pouvant être manipulé par un pilote, ou encore un calculateur intégré ou non à l'unité de traitement. 25 Par exemple, un calculateur est relié au système de mesure pour déterminer automatiquement une valeur de consigne d'un paramètre d'incidence en fonction de la phase de vol. 3035979 31 Le système de détermination peut être une partie intégrante de l'unité de traitement. Par ailleurs, le système de positionnement peut comporter un instrument 600 pour déterminer l'angle de braquage courant du 5 moyen de stabilisation en tangage. Par exemple, l'instrument 600 possède un capteur angulaire. Les figures 7 à 10 illustrent le procédé mis en oeuvre par un tel aéronef. En référence à la figure 7, un constructeur élabore une loi de 10 commande 20 durant une phase préliminaire STP1. Dès lors, le constructeur acquiert durant une étape de mesure STP1.1 des données 400 lors de multiples points de mesure 401 afin d'élaborer la loi de commande. Ces données 400 comprennent à chaque point de mesure 401 les valeurs des 15 paramètres de vol 50, la valeur du paramètre d'incidence 60 et l'angle de braquage 100 du moyen de stabilisation en tangage 10 Ces données peuvent résulter de simulations numériques par exemple. Néanmoins, selon la réalisation de la figure 7, un 20 constructeur instrumente un aéronef d'essai à cet effet. L'aéronef peut alors comporter le système de mesure 30 décrit précédemment, et au moins un instrument 600 mesurant l'angle de braquage du moyen de stabilisation en tangage. Par ailleurs, l'aéronef est équipé d'un système temporaire 25 pour mesurer la valeur d'un paramètre d'incidence, tel qu'une girouette mesurant une incidence du moyen de stabilisation en tangage ou des jauges de contraintes mesurant un effort de portance. 3035979 32 Dès lors, chaque point de mesure 401 est par exemple réalisé en positionnant le moyen de stabilisation en tangage 10 à un angle de braquage donné et en mesurant en vol les valeurs des paramètres de vol 50 et d'incidence 60 dans cette position. 5 A l'aide de données obtenues et exploitées, au moins une loi de commande 200 est élaborée durant une étape d'élaboration STP 1.2 par des méthodes mathématiques usuelles. Chaque loi de commande 200 fournit en sortie un angle de consigne que doit atteindre l'angle de braquage d'une surface aérodynamique de 10 stabilisation en fonction d'une part d'au moins un paramètre de vol 50 de l'aéronef 1 et d'autre part d'un paramètre d'incidence 60 de consigne. Par exemple, une unique loi de commande 200 est établie pour un moyen de stabilisation en tangage. Toutefois, le procédé 15 permet d'établir par exemple une loi de commande 200 pour chaque surface aérodynamique de stabilisation du moyen de stabilisation en tangage 10. Une loi de commande 200 peut prendre de multiples formes, et par exemple la forme d'un algorithme comportant de multiples 20 traitement 201. En référence à la figure 8, durant une étape opérationnelle STP2, un constructeur met en oeuvre chaque loi de commande établie en vol sur des aéronefs de série. Les étapes suivantes sont alors réalisées en boucle. 25 Durant une étape d'acquisition de paramètres de vol STP 2.1, la valeur dite « valeur de vol 51 » de chacun des paramètres de vol 50 est déterminée à l'aide du système de mesure. De plus, durant une étape de consigne STP 2.2, une valeur dite « valeur de consigne 60* » du paramètre d'incidence 60 est 3035979 33 déterminée. L'étape de consigne STP 2.2 est réalisée en parallèle de l'étape d'acquisition de paramètres de vol STP 2.1, ou encore avant voire après cette étape d'acquisition de paramètres de vol STP 2.1. 5 Cette valeur de consigne 60* représente un angle de braquage à atteindre avec le moyen de stabilisation en tangage. La valeur de consigne 60* est établie en mettant en oeuvre le système de détermination 40. Ainsi, la valeur de consigne 60* peut être établie par un 10 pilote selon une première alternative. Selon une deuxième alternative, la valeur de consigne 60* est établie en utilisant au moins une loi d'incidence qui fournit la valeur de consigne en fonction de la phase de vol. Chaque loi d'incidence peut être modulée par une modulation. 15 La figure 9 présente deux lois d'incidences 500 dans un graphique présentant une vitesse d'avancement de l'aéronef en abscisse, et une valeur du paramètre d'incidence en ordonnée. Ainsi, le système de détermination peut par exemple comprendre une loi d'incidence à l'atterrissage 501. Selon cette loi 20 d'incidence à l'atterrissage 501, le paramètre d'incidence a : - une valeur nulle en dessous d'une vitesse d'avancement dite « première vitesse d'avancement seuil V1 », - une valeur maximale positive entre une vitesse dite « deuxième vitesse d'avancement seuil V2 » et une vitesse 25 dite « troisième vitesse d'avancement seuil V3 », - une valeur qui croit par exemple linéairement entre la première vitesse d'avancement seuil V1 et la deuxième 3035979 34 vitesse d'avancement seuil V2 de la valeur nulle à la valeur maximale positive, - une valeur minimale négative au-delà d'une vitesse d'avancement dite « quatrième vitesse d'avancement seuil 5 V4 », - une valeur qui décroit par exemple linéairement entre la troisième vitesse d'avancement seuil V3 et la quatrième vitesse d'avancement seuil V4 de la valeur maximale positive çà la valeur minimale négative. 10 Lorsqu'une phase d'atterrissage est réalisée, le système de détermination détermine communique par exemple avec le système de mesure pour déterminer la vitesse IAS courante, pour en déduire la valeur de consigne 60*. Le système de détermination peut aussi mémoriser une loi 15 d'incidence au décollage. Selon cette loi d'incidence au décollage, le paramètre d'incidence a : - une valeur nulle en dessous d'une vitesse d'avancement dite « première vitesse d'avancement limite V5 », - une valeur minimale négative au-delà d'une vitesse 20 d'avancement dite « deuxième vitesse d'avancement limite V6 », par exemple une deuxième vitesse d'avancement limite V6 égale à la quatrième vitesse d'avancement seuil V4, - une valeur qui décroit par exemple linéairement entre la première vitesse d'avancement limite et la deuxième vitesse 25 d'avancement limite de la valeur nulle à la valeur minimale négative. La phase d'atterrissage et la phase de décollage peuvent être repérées soit automatiquement en fonction de paramètres de vol, 3035979 soit être spécifiées par un pilote à l'aide d'un organe manipulable par ce pilote tel qu'un bouton. A titre d'exemple et pour illustrer la différence entre l'invention et l'art antérieur, la figure 9 présente une courbe 503 5 illustrant l'incidence d'un moyen de stabilisation fixe d'un aéronef connu par rapport à sa vitesse d'avancement. En référence à la figure 8 et durant une étape d'établissement d'un ordre de commande STP2.3, l'unité de traitement détermine alors un angle de consigne 100* en 10 introduisant les valeurs de vol 51 et la valeur de consigne 60* dans la loi de commande 200. L'unité de traitement transmet ensuite durant une étape de réglage STP2.4 un signal à au moins un actionneur 20 pour que l'angle de braquage 100 du moyen de stabilisation en tangage 10 15 atteigne l'angle de consigne 100*. Au moins un actionneur déplace alors au moins une surface aérodynamique jusqu'à ce que l'angle de braquage courant de cette surface aérodynamique atteigne l'angle de consigne. Par ailleurs et en référence à la figure 10, l'unité de 20 traitement peut borner par sécurité l'angle de consigne 100* durant la phase opérationnelle STP2. L'angle de consigne 100* est alors borné par au moins une borne 800 pour ne pas être supérieur ou inférieur à la borne selon la nature de cette borne. Ainsi, une borne peut être une borne supérieure, l'angle de consigne étant maintenu 25 à la valeur de la borne supérieure lorsque l'angle de consigne fourni par la loi de commande est supérieur ou égal à ladite borne supérieure. La borne peut aussi être une borne inférieure 801, l'angle de consigne étant maintenu à la valeur de la borne inférieure lorsque l'angle de consigne fourni par la loi de 30 commande est inférieur ou égal à ladite borne supérieure 3035979 36 La figure 10 illustré à titre d'exemple une borne supérieure, la figure 10 présentant un graphique montrant la valeur de la borne supérieure en ordonnée et la valeur d'une vitesse d'avancement en abscisse. 5 Naturellement, la présente invention est sujette à de nombreuses variations quant à sa mise en oeuvre. Bien que plusieurs modes de réalisation aient été décrits, on comprend bien qu'il n'est pas concevable d'identifier de manière exhaustive tous les modes possibles. Il est bien sûr envisageable de remplacer un 10 moyen décrit par un moyen équivalent sans sortir du cadre de la présente invention. REVENDICATIONS1. Procédé pour contrôler un angle de braquage (100) d'un moyen de stabilisation en tangage (10) d'un aéronef (1) mobile, caractérisé en ce que ledit procédé comporte : - une phase préliminaire (STP1) comportant une étape d'élaboration (STP1.2) pour élaborer au moins une loi de commande (200) fournissant un angle de consigne (100*) que doit atteindre ledit angle de braquage (100) en fonction d'une part d'au moins un paramètre de vol (50) de l'aéronef (1) et d'autre part d'un paramètre d'incidence (60) du moyen de stabilisation en tangage (10), - une phase opérationnelle (STP2) au cours de laquelle les étapes suivantes sont réalisées : o détermination d'une valeur dite « valeur de vol (51) » de chacun desdits paramètres de vol (50), o détermination d'une valeur dite « valeur de consigne (60*) » dudit paramètre d'incidence (60), o détermination d'un angle de consigne (100*) en introduisant lesdites valeurs de vol (51) et de consigne (60*) dans ladite loi de commande (200), o activation d'au moins un actionneur (20) pour que ledit angle de braquage (100) du moyen de stabilisation en tangage (10) atteigne ledit angle de consigne (100*). 2. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce que ledit paramètre d'incidence (60) est soit une incidence aérodynamique (150) du moyen de stabilisation en 3035979 38 tangage soit un effort de portance (160) exercé sur ledit moyen de stabilisation en tangage (10), soit un moment de torsion mesuré sur un arbre (300) supportant le moyen de stabilisation en tangage. 3. Procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 2, 5 caractérisé en ce Aue ledit moyen de stabilisation en tangage (10) comportant deux surfaces aérodynamiques (11, 12) de stabilisation agencées latéralement de part et d'autre d'une structure (6), une loi de commande (200) est établie pour chaque surface aérodynamique (11, 12) de stabilisation, les deux angles de 10 braquage respectivement des deux surfaces aérodynamique (11, 12) de stabilisation étant indépendants l'un de l'autre. 4. Procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 3, caractérisé en ce que chaque paramètre de vol (50) est à choisir dans une liste comprenant au moins un des éléments suivants : 15 - un paramètre de position longitudinale (DDM) représentant une position d'une commande de pilotage longitudinale (8) contrôlant un angle longitudinal (180) séparant un vecteur de portance (190) de l'aéronef (1) et la pesanteur (191) dans un plan longitudinal (P1) de l'aéronef (1), 20 - un paramètre de position latérale (DDL) représentant une position d'une commande de pilotage latérale (8) contrôlant un angle latéral séparant ledit vecteur de portance (190) de l'aéronef (1) et la pesanteur (191) dans un plan latéral (P2) de l'aéronef (1). 25 une assiette en tangage (0) de l'aéronef (1), - une assiette en roulis ((p) de l'aéronef (1), - une vitesse air (IAS) de l'aéronef (1), 3035979 39 - une vitesse verticale (Vz) de l'aéronef (1) selon ladite pesanteur (191), - une puissance consommée par une installation motrice (9) de l'aéronef (1). 5 5. Procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 4, caractérisé en ce que ladite phase préliminaire (STP1) comporte : - une étape de mesure (STP1.1) durant laquelle on acquiert des données (400) associant à chaque point de mesure (401) les valeurs desdits paramètres de vol (50) et d'incidence (60) 10 ainsi que l'angle de braquage (100) du moyen de stabilisation en tangage (10), chaque point de mesure (401) étant réalisé en positionnant ledit moyen de stabilisation en tangage (10) à un angle de braquage donné et en mesurant en vol les valeurs desdits paramètres de vol (50) et d'incidence (60), 15 - ladite étape d'élaboration (STP1.2) durant laquelle ladite loi de commande (200) est établie à partir desdites données (400). 6. Procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 5, caractérisé en ce que ladite valeur de consigne (60*) est 20 paramétrée par un instrument manoeuvré par un pilote. 7. Procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 6, caractérisé en ce que ladite valeur de consigne (60*) est déterminée automatiquement à l'aide d'au moins une loi d'incidence (500) fournissant ladite valeur de consigne (60*) en 25 fonction d'une phase de vol. 8. Procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 7, 3035979 40 caractérisé en ce que ledit paramètre d'incidence (60) a au moins une des valeurs suivantes : - une valeur nulle lors d'une phase de vol accomplie en palier à une vitesse d'avancement inférieure à un seuil de 5 vitesse, - une valeur nulle lors d'une phase de décollage lors d'une phase de décollage avec un aéronef appartenant à la catégorie A, - une valeur positive inférieure à un seuil d'incidence lors 10 d'une phase de vol d'approche en atterrissage ponctuel. 9. Procédé selon la revendication 8, caractérisé en ce qu'une loi d'incidence à l'atterrissage (501) requiert un paramètre d'incidence ayant : - une valeur nulle en dessous d'une première vitesse 15 d'avancement seuil (V1), - une valeur maximale positive entre une deuxième vitesse d'avancement seuil (V2) et une troisième vitesse d'avancement seuil (V3), la deuxième vitesse d'avancement seuil (V2) étant supérieure à la première vitesse 20 d'avancement seuil (V1), la troisième vitesse d'avancement seuil (V3) étant supérieure à la deuxième vitesse d'avancement seuil (V2), ledit paramètre d'incidence ayant une valeur qui croit entre la première vitesse d'avancement seuil (V1) et la deuxième vitesse d'avancement seuil (V2), 25 - une valeur minimale négative au-delà d'une quatrième vitesse d'avancement seuil (V4), la quatrième vitesse d'avancement seuil (V4) étant supérieure à la troisième vitesse d'avancement seuil (V3), ledit paramètre d'incidence 3035979 41 ayant une valeur qui décroit entre la troisième vitesse d'avancement seuil (V3) et la quatrième vitesse d'avancement seuil (V4). 10. Procédé selon la revendication 8 5 caractérisé en ce qu'une loi d'incidence au décollage (502) requiert un paramètre d'incidence ayant : - une valeur nulle en dessous d'une première vitesse d'avancement limite, - une valeur minimale négative au-delà d'une deuxième 10 vitesse d'avancement limite, la deuxième vitesse d'avancement limite étant supérieure à la première vitesse d'avancement limite, ledit paramètre d'incidence ayant une valeur qui décroit entre la première vitesse d'avancement limite et la deuxième vitesse d'avancement limite. 15 11. Procédé selon la revendication 8, caractérisé en ce qu'au moins une loi d'incidence est modulée par un paramètre de modulation. 12. Procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 20 caractérisé en ce que durant la phase opérationnelle (STP2), ledit angle de consigne (100*) est borné par au moins une borne (800), ladite borne étant : - soit une borne supérieure (801), l'angle de consigne étant maintenu à la valeur de la borne supérieure lorsque l'angle 25 de consigne fourni par la loi de commande est supérieur ou égal à ladite borne supérieure, 3035979 42 - soit une borne inférieure, l'angle de consigne étant maintenu à la valeur de la borne inférieure lorsque l'angle de consigne fourni par la loi de commande est inférieur ou égal à ladite borne supérieure. 5 13. Système de stabilisation (5) d'un aéronef (1) muni d'un moyen de stabilisation en tangage (10), ledit moyen de stabilisation en tangage (10) comprenant au moins une surface aérodynamique (11) mobile en rotation, ledit système de stabilisation (5) comprenant un système de positionnement (15) 10 pour régler un angle de braquage (100) de ladite surface aérodynamique (11), ledit système de positionnement (15) comprenant au moins un actionneur (20) relié à ladite surface aérodynamique (11), caractérisé en ce que ledit système de positionnement (15) 15 comporte une unité de traitement (25) mettant en oeuvre durant ladite phase opérationnelle (STP2) ledit procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 12, ledit système de positionnement (15) comportant un système de mesure (30) pour déterminer chaque valeur de vol (51) de chaque paramètre de vol 20 (50) et un système de détermination (40) pour déterminer ladite valeur de consigne (60*), ledit système de mesure (30) et ledit système de détermination (40) étant reliés à l'unité de traitement (25). 14. Aéronef (1), 25 caractérisé en ce que ledit aéronef (1) comporte un système de stabilisation en tangage selon la revendication 13.