FR 2474716 A1 19810731 FR 8101306 A 19810123 La présente invention concerne un appareil de stabilisation et de réglage automatique pour aéronef et plus précisément un appareil de réglage automatique qui comporte des boucles de synchronisation utilisées dans les transitions entre des modes de poursuite d'attitude et de maintien d'attitude. Les systèmes de réglage et de stabilisation auto- matique, par exemple destinés à être utilisés pour les dif- férents axes de référence d'attitude d'un hélicoptère, com- portent habituellement une possibilité de maintien d'attitu- de déconnectable par un réglage manuel ou par un pilote automatique. Au cours des transitions entre ces modes de maintien et de mise hors de fonctionnement, des dépasse- ments et des discontinuités du réglage peuvent apparaître et apparaissent effectivement habituellement. Les systèmes con- nus, comme décrit dans la suite, n'assurent pas une compen- sation totale des variations transitoires de la sensibilité du réglage lors du début d'un changement d'attitude commandé manuellement, par exemple un virage, et il n'élimine pas ef- fectivement les dépassements à la fin de ces manoeuvres commandées. L'invention remédie aux inconvénients de la tech- nique antérieure par mise en oeuvre d'une boucle de syn- chronisation à constante de temps variable, facilitant une transition progressive entre le mode de poursuite ou de synchronisation et le mode de maintien, et inversement. Plus précisément, l'invention concerne un appareil de stabilisation et de réglage automatique pour aéronef, destiné à stabiliser celui-ci vis-à-vis des déplacements à court terme, autour de l'un de ses axes principaux, par l'intermédiaire d'un dispositif de mise en action d'une gou- verne ou d'une surface agissant sur l'attitude, et l'appa- reil comporte un dispositif de référence d'attitude destiné à assurer la stabilité à long terme de l'aéronef autour de cet axe; l'appareil comporte en outre un dispositif destiné à déconnecter la stabilité à long terme et à modifier la référence d'attitude afin qu'elle prenne une nouvelle va- leur, le dispositif de référence d'attitude transmettant un signal dépendant de l'attitude de l'aéronef autour de l'axe, l'appareil comprenant en outre un dispositif verrouillable et déverrouillable de synchronisation commandé par le si- gnal d'attitude et destiné, lorsqu'il est verrouillé, à transmettre au dispositif de mise en action de la gouverne un signal d'erreur correspondant aux écarts de l'attitude de l'aéronef autour dudit axe par rapport à une attitude de ré- férence et à ramener l'attitude de l'aéronef vers cette at- titude de référence en réduisant ainsi le signal d'erreur à zéro, et, lorsqu'il est déverrouillé, à maintenir le signal d'erreur d'attitude à une valeur nulle pendant le changement d'attitude, un dispositif de commutation commandé par le dis- positif de déconnexion et destiné à verrouiller et déverrouil- ler le dispositif de synchronisation, le dispositif de décon- nexion comprenant un dispositif de commande de déconnexion, un modulateur par largeur d'impulsions, commandé par le début et la fin du fonctionnement du dispositif de commande de déconnexion et destiné à transmettre une première série d'impulsions de largeur croissant progressivement, pen- dant une période prédéterminée, et une seconde série d'im- pulsions de largeur décroissant progressivement, pendant une période prédéterminée, et un dispositif destiné à transmettre la première et la seconde série d'impulsions au dispositif de commutation si bien que le dispositif de synchronisation est progressivement déverrouillé après le début.de la dé- connexion et est progressivement verrouillé après la fin de la déconnexion. D'autres caractéristiques et avantages de l'inven- tion ressortiront mieux de la description qui va suivre, faite en référence aux dessins annexés sur lesquels: - les figures la et lb forment ensemble un dia- gramme synoptique des éléments électriques et mécaniques principaux de l'appareil selon l'invention, avec leurs di- verses interconnexions, dans le cas de l'axe de lacet d'un aéronef tel qu'un hélicoptère; - la figure 2 est un diagramme des temps représen- tant des formes d'onde utiles pour la description du fonc- tionnement de l'appareil; et - la figure 3 est un diagramme synoptique sim- plifié d'un intégrateur et d'une boucle de synchronisation de l'appareil selon l'invention. La figure la représente, à la partie supérieure du dessin, un ensemble classique 10 d'augmentation de stabilité ou d'amortissement des variations autour de l'axe de lacet, utilisé pour la stabilisation d'un hélicoptère autour de l'axe de lacet, cet ensemble permettant la commande ou le maintien d'un cap. Cependant, il faut noter que l'invention peut aussi être mise en oeuvre pour la stabilisation et le réglage autour des axes de tangage et de roulis de l'hélicop- tère. L'invention s'applique aussi sous sa forme générale aux aéronefs à voilure fixe. Les éléments principaux de réglage de l'appareil comportent l'ensemble classique 10 d'augmentation de stabi- lité ou d'amortissement des variations de lacet, comprenant des capteurs classiques de réaction transmettant la vitesse de variation de lacet et habituellement un dispositif d'as- sistance automatique pour la coordination des virages. L'ensemble 10 d'amortissement de lacet est bien connu des spécialistes en pilotage automatique et on ne le décrit donc pas en détail. Le signal de sortie de cet ensemble 10 par- vient à un amplificateur il d'asservissement par l'intermé- daire d'un dispositif additionneur 12, et il parvient fina- lement à un dispositif classique 13 de mise en action asser- vi de type série, destiné à mettre en position la gouverne de réglage de lacet, par exemple le rotor anticouple, par l'intermédiaire de liaisons mécaniques différentielles clas- siques 14 et,habituellement, d'un dispositif multiplicateur non représenté. Un capteur de position de gouverne tel qu'un synchro-émetteur 15, transmet un signal de réaction au dis- positif 12 d'addition, de manière classique. Ainsi, le sous- ensemble d'asservissement d'amortissement de lacet assure la stabilisation à court terme de l'axe du fuselage de l'héli- coptère autour de l'axe de lacet et, pendant les virages com- mandés, il assure une certaine assistance pour la coordination du virage. L'ensemble met aussi en oeuvre, comme signal classique de maintien de cap, des signaux p de lacet trans- mis à des bornes 4 et qui peuvent provenir d'un synchro- générateur de signaux classique commandé par une source d'informations de direction telle que le gyroscope direc- tionnel d'un compas gyromagnétique classique ou le signal de synchronisation d'un ensemble de référence fixé à demeure ou articulé. Comme l'appareil est représenté pour l'axe de io lacet d'hélicoptère et plus précisément pour qu'il permette un maintien de cap sur 3600, avec déconnexion possible par le pilote, il comprend un convertisseur 20 de signaux de synchronisation de cap recouvrant les quatre quadrants. Le brevet des Etats-Unis d'Amérique n0 4 017 726 décrit la construction,les fonctions et le fonctionnement du conver- tisseur 20. Ce brevet indique ainsi que le convertisseur 20 reçoit les signaux X, Y et Z des enroulements d'un dispositif classique de synchronisation de référence de direction, non représenté, à des bornes portant des références correspon- dantes sur la figure la et transforme ces signaux formant les composantes en un signal de sortie transmis par un fil 21, ce signal étant proportionnel à l'erreur sensiblement liné- aire de déplacement du cap de l'aéronef par rapport à un cap - de référence, par exemple le Nord magnétique, sur toute la plage de 3600. Comme le brevet précité des Etats-Unis d'Amérique décrit en détail le fonctionnement du convertis- seur 20, on ne le répète pas. Pour la présente description, il suffit de noter que chacune des tensions XZ et YZ trans- mises par les sorties des circuits démodulateurs 22 et 23 est transmise à des synchroniseurs verrouillables et dé- verrouillables 24 et 25, comme indiqué sur la figure la, le rôle principal de ces synchroniseurs étant de constituer un dispositif générateur d'une erreur de cap par rapport à un cap établi, lors du verrouillage, et de synchronisation ou de poursuite du signal de cap du dispositif de synchronisa- tion de cap lors du déverrouillage, pendant les changements commandés de cap de l'hélicoptère ou du véhicule. Lors de la misa en ceuvre de l'invention, ce verrouillage et ce dé- verrouillage sont réalisés de manière originale par l'in- termédiaire de commutateurs correspondants 26 et 27 qui peuvent être des dispositifs classiques à transistor à effet de champ de type MOS ou d'autres commutateurs clas- siques à semi-conducteur. Les commutateurs 26 et 27 relient des amplificateurs intégrateurs classiques 28 et 29 respec- tivement formant un circuit de réaction à des connexions 22' et 23' d'addition formées aux sorties des démodulateurs 22 et 23 respectivement si bien que des boucles 30 et 31 de synchronisation sont formées et ont des constantes de temps normales prédéterminées à court terme relativement de 0,1 s par exemple lorsque les commutateurs 26 et 27 conduisent au maximum. Lorsque ces commutateurs ne conduisent pas, les boucles 30, 31 de synchronisation sont ouvertes et les si- gnaux de sortie des amplificateurs 28 et 29 forment des ten- sions de référence qui, comme décrit dans le brevet des Etats-Unis d'Amérique précité ni 4 017 726, forment à leur tour une tension de référence à la sortie du convertisseur 20, un signal correspondarnt au cap instantané de l'aéronef existant au moment o les commutateurs s'ouvrent complète- ment. Ensuite, les variations de cap provoquent la création d'un signal d'erreur transmis par le fil 21 et correspondant à tout changement de cap par rapport au cap de référence. Le signal d'erreur de cap du convertisseur 20 transmis par le fil 21 parvient à l'amplificateur 11 d'asservissement d'axe de lacet et au dispositif 13 de mise en action par l'intermédiaire d'un trajet convenable 35 de signaux de déplacement afin que le cap de l'aéronef revienne au cap de référence. Un circuit integral 36 peut être formé dans l'appareil afin qu'il assure un réglage du cap à long ter- me, de manière classique. Il faut noter que la complexité du convertisseur analogique 20 de signaux de cap assurant la synchronisation dans les deux canaux et la multiplication entre les canaux n'est pas nécessaire lors de la mise en oeuvre de techniques numériques. Le signal de sortie de synchronisation direc- 2474716- tionnelle du type à trois fils peut être commodément trans- formé en données de cap à un seul fil à l'aide d'un sous- programme arctangente classique, par mise en oeuvre avanta- geuse de la puissance de calcul des circuits numériques. Dans ce cas, la boucle d'intégration et de synchronisation est simplifiée et peut être représentée par la configuration analogique équivalente à une seule boucle 32 schématiquement représentée sur la figure 3. Sur celle-ci, les composants qui correspondent à des composants de la figure la portent les mêmes références suivies du signe '. Dans les ensembles connus, le cap de l'aéronef est maintenu constant par mise en oeuvre d'une erreur de cap e transmise par le fil 21 au dispositif 13 de mise en action et à l'ensemble de réglage de la gouverne de lacet ou du rotor anticouple de l'aéronef, le signal devant être supprimé lorsqu'un virage ou un changement de cap est com- mandé, une nouvelle référence de cap étant établie à la fin du virage. Cette caractéristique a été obtenue de manière classique par utilisation de boucles de synchronisation 30, 31 comprenant des amplificateurs intégrateurs 28, 29 à gain élevé ayant des constantes de temps faibles comme indiqué précédemment. Dans le passé, on a obtenu cette caractéris- tique par commande de la conduction des commutateurs 26, 27 chaque fois qu'un changement de cap ou de lacet était com- mandé et lorsque le virage voulu était terminé, les commuta- teurs 26, 27 étaient remis à l'état non-conducteur afin que les signaux des amplificateurs intégrateurs 28, 2.9 transmettent la nouvelle référence de cap. Cependant, le nouveau cap commandé puis obtenu par mise en oeuvre des techniques connues était déterminé par la fermeture pres- qu'instantanée et par l'ouverture ultérieure presqu'ins- tantanée des commutateurs 26, 27, et, dans la plupart des circonstances, le nouveau cap voulu n'était pas obtenu avec précision du fait des caractéristiques dynamiques d'entrée de l'aéronef dans un virage et de sortie du virage. Le pi- lote humain devait souvent manipuler les commandes manuel- les à nouveau, parfois plusieurs fois, jusqu'à obtention du cap voulu. Dans le mode de réalisation des figures la et lb, le pilote peut enfoncer de façon répétée la pédale convena- ble, pendant un court temps, jusqu'à ce que le signal de sortie du synchroniseur corresponde au cap voulu. D'autres effets dynamiques sont présents dans les ensembles de commande connus. Par exemple, lorsqu'un virage est commencé et lorsque les commutateurs 26, 27 passent à l'état conducteur, le cap réel de l'aéronef peut ne pas obligatoirement correspondre au cap de référence étant don- né que l'appareil se trouvait au cours d'une opération de correction d'une erreur de cap. En conséquence, un signal d'erreur de cap >te était présent dans le fil 21, provoquant ainsi un déplacement du dispositif 13 de mise en action de lacet au moment o la manoeuvre a commencé. Le résultat indésirable de cet effet est un déplacement brutal et in- désirable du dispositif 13 de mise en action de lacet lors- que les commutateurs 26 et 27 passent à l'état conducteur. Dans le mode de réalisation avantageux d'appa- reil représenté, l'invention résout les problèmes précités par mise en oeuvre d'un dispositif faisant varier la cons- tante de temps des boucles de synchronisation 30, 31 après réception d'ordres d'entrée dans un virage et de sortie de virage, par utilisation d'une modulation par largeur d'im- pulsion de la tension de commande des commutateurs 26 et 27. A cet effet, un modulateur 40 par largeur d'im- pulsion (figure lb) est commandé par des circuits logiques dépendant du virage, commandés eux-mêmes par les pédales 41 ou la commande de lacet qui est à la disposition du pilote et le commutateur 42 commandé lors du déclenchement des signaux logiques 43, 44 dépendant de l'angle de roulis, et une source de signaux 45 indiquant la commande du manche de réglage de pas cyclique. Le modulateur 40 est lui-même commandé par un réseau 46 qui est commandé lui-même pas ces circuits logiques. Le modulateur 40 est commandé en fonc- tion d'une force appliquée aux pédales 41 par l'intermédiaire du commutateur 42 qui peut être un commutateur classique à ressort de rappel qui, lorsqu'il est chassé de sa position neutre et mis en contact avec une source convenable de ten- sion, transmet un signal logique à une première entrée d'une porte OU 47 qui provoque à son tour le fonctionnement du réseau 46. Ce réseau qui comprend un intégrateur 48, une source 49 de tensions de charge, un commutateur 50 et une diode 51 de Zener détermine le sens et la durée de la va- riation du signal à impulsion de largeur variable du modu- lateur 40 et fonctionne de la manière suivante. On suppose que le signal de la porte 47 est nul et que le commutateur se trouve à sa position supérieure et transmet une ten- sion négative de la source 49 à l'entrée de l'intégrateur 48. En conséquence, ce dernier donne une-tension qui croît progressivement jusqu'à une valeur positive, fixée par la diode 51 de Zener de réaction. Les gains sont choisis de manière que, pour la tension maximale positive, les boucles , 31 des synchroniseurs soient verrouillées comme décrit dans la suite. Lorsque la porte 47 passe à un niveau élevé (par exemple lors d'un virage commandé par le pilote), le commutateur 50 transmet une tension positive à l'entrée de l'intégrateur 48 si bien que la tension diminue progressi- vement. Lorsque l'intégrateur 48 transmet un signaI nul, les boucles 30, 31 sont en mode de poursuite normale, la diode 51 jouant simplement le rôle d'une diode conduisant dans le sens normal afin que le signal de sortie de l'inté- grateur reste pratiquement nul. Le modulateur 40 par largeur d'impulsion peut être de type classique et il comporte une source 52 d'une tension par exemple à 400 Hz ayant une forme d'onde en dents de scie, et un comparateur 53. De manière classique, le signal sous forme d'une tension variant progressivement dans les deux sens, à la sortie de l'intégrateur 48, est comparé à la tension en dents de scie de la source 52 dans le comparateur 53 qui transmet une impulsion par un fil 54, la largeur de l'impulsion variant l'amplitude de la tension variant pro- gressivement. Cette caractéristique est schématiquement in- diquée par la forme d'onde inférieure de la figure 2. Comme 247471 6 indiqué précédemment, lorsque le signal de sortie de la por- te 47 est nul, la tension de sortie de l'intégrateur 48-a une valeur maximale positive et le signal du comparateur 53 est nul puisque la tension positive se trouve aussi à la valeur des crêtes de la tension en dents de scie ou au- delà. Lorsque le signal de sortie de la porte 47 a un ni- veau élevé et lorsque le signal de l'intégrateur 48 diminue, les valeurs de crête de l'onde en dents de scie commencent à apparaître sous forme d'impulsions étroites à la sortie du comparateur 53. Lorsque la tension variant progressive- ment continue à diminuer, les imp'ulsions d'élargissent jusqu'à ce que le signal de l'intégrateur 48 soit nul, si bien que le signal correspond à une largeur maximale d'im- pulsion ou pratiquement à un signal continu ou de régime permanent transmis par le fil 54. Le signal de sortie du modulateur 40 parvient à des commutateurs 26, 27 à transistors à effet de champ de type MOS des boucles 30, 31 afin que la constante de temps des boucles des synchroniseurs varie progressivement en- tre une valeur infinie ou à l'état verrouillé et une valeur de poursuite normale de 0,1 s par exemple, pendant une pé- riode prédéterminée de 2,5 s par exemple et inversement, lorsqu'un virage ou u1i changement de cap est commandé par le pilote. L'action est représentée graphiquement à la partie supérieure de la figure 2 par les références 40a et 40b. Ainsi, comme indiqué précédemment, lorsque le virage est commandé parce que le pilote enfonce les pédales 41, les boucles 30, 31 ne sont pas immédiatement mises sous tension si bien que, par exemple, lorsque l'ensemble d'amortissement de lacet se trouve en cours de correction d'un lacet erroné de l'aéronef, tout signal de cap provenant du générateur de synchronisation de référence directionnelle, aux entrées des amplificateurs intégrateurs 28, 29 a un effet minimal puisque les commutateurs 26, 27 conduisent pendant les cour- tes périodes des impulsions du modulateur 40 qui sont alors étroites. De manière analogue, après la fin du virage lors- que le pilote n'exerce plus de force sur les pédales 41, les boucles 30, 31 ne sont pas verrouillées instantanément, en provoquant un dépassement de cap, mais au contraire su- bissent une variation progressive à l'état verrouillé si bien que le cap voulu est atteint progressivement sans dé- passement excessif, si même il en existe un. On se réfère à la figure lb sur laquelle on note que.la porte OU 47 est aussi commandée par des signaux supplémentaires qui peuvent apparaître à sa seconde entrée. L'état de la porte ET associée 55 est commandé par des si- gnaux logiques transmis à la borne 43 et, à partir du bas- culeur 56, par des signaux transmis par des bornes 44 et 45. L'entrée d'établissement du basculeur 56 est commandée par lesignal logique de la borne 45 qui parvient aussi à une entrée d'un circuit 57 d'inversion. Le signal de sortie de ce dernier parvient à une entrée d'une porte ET 58 alors que le signal de la borne 44 parvient à une seconde entrée. Le signal de sortie de la porte\ET 58 parvient à l'entrée de rétablissement du basculeur 56. Le signal de ce dernier par- vient à une entrée de la porte ET 55 alors que le signal de la borne 43 passe à une seconde entrée de cette porte. Le signal de sortie de la porte ET 55 parvient à une seconde entrée de la porte OU 47. Le signal de la borne 43 est pré- sent lorsque la vitesse aérodynamique de l'aéronef atteint ou dépasse 60 noeuds par exemple. Le signal logique de la borne 45 est créé par un commutateur classique de détection de force, analogue au commutateur 42 et commandé par le manche de réglage de pas cycliques de roulis, qui est à la disposition du pilote. Enfin, le signal logique de la bor- ne 44 est présent lorsque l'angle de roulis de l'aéronef est inférieur à une valeur prédéterminée, par exemple 60, le signal pouvant être transmis de manière classique par un gyroscope vertical (non représenté). Pour les vitesses aérodynamiques inférieures à noeuds, le signal logique de la borne 43 a un faible niveau. Dans ces conditions, le pilote peut commander simplement le lacet de l'hélicoptère par utilisation des pédales 41, modifiant le pas du rotor anticouple par l'intermédiaire de càbles ou de tiges de poussée et d'une tringlerie 14, comprenant une bielle différentielle classi- que qui est aussi commandée par le dispositif asservi 13 de mise en action série. Le commutateur 42 couplé à un res- sort auxiliaire, se ferme et transmet un signal logique de niveau élevé provenant de la porte 47, provoquant le début du fonctionnement du modulateur 40, comme indiqué par la référence 40a sur la figure 2. Dès que le pilote n'exer- ce plus de force sur les pédales, pratiquement au nouveau cap voulu, le commutateur 42 à ressort élastique s'ouvre, le signal logique de sortie de la porte 47 passe à un faible niveau et les boucles 30, 31 reviennent progressive- ment à leur état verrouillé comme indiqué par la référence b sur la figure 2 et comme décrit précédemment, et le nouveau cap est obtenu avec un dépassement nul ou minimal. Lors du vol de croisière de l'hélicoptère, la vitesse aérodynamique dépasse normalement 60 noeuds et le signal logique à la borne 43 a un niveau élevé. Les virages de l'aéronef sont commandés comme dans un aéronef classique à voilure fixe, par inclinaison de l'aéronef commandé par le pilote à l'aide du manche de pas cyclique de commande de roulis de type classique (non représenté). Les boucles , 31 des synchroniseurs de cap sont placées progressive- ment en mode de poursuite comme décrit précédemment, puis- que le signal logique de la borne 45 a un niveau élevé et a provoqué le passage du basculeur 56 à son état élevé (auquel il reste jusqu'au passage à un niveau élevé du si- gnal de la borne de rétablissement), le second signal de niveau élevé nécessaire à l'entrée de la porte 55 étant ainsi transmis et provoquant le passage à un niveau élevé du signal de sortie de la porte 47. Lorsque l'angle de roulis de l'aéronef dépasse une valeur prédéterminée, par exemple de 60, le signal logique de la borne 44 passe à un faible niveau et permet au pilote d'établir des angles voulus de roulis par relâchement du manche de réglage de pas cyclique de roulis et par fonctionnement optimale des boucles 30, 31 puisque, lorsque le signal logique d'angle de roulis de la porte 44 est de faible niveau, le signal lo- gique du cliquet du manche peut passer àun faible niveau sans que le basculeur 56 soit rétabli étant donné le montage du circuit 57 d'inversion. Le pilote qui veut interrompre le virage commande le manche de réglage de pas cyclique du roulis afin que l'aéronef reprenne une attitude normale. Ainsi, le signal logique de la borne 45 passe à un niveau élevé à nouveau mais n'a pas d'effet sur le basculeur 56 déjà établi. Lors- que le pilote relâche le manche en prévision du retour à zéro du roulis, l'angle de roulis diminue au-dessous de 6 et atteint une valeur nulle pratiquement en même temps que le manche revient dans sa position d'enclenchement. Dans ces conditions, le signal logique de la borne 44 passe à un niveau élevé et le signal logique d'enclenchement de la borne 45 passe à un faible niveau. Ainsi, dans ces con- ditions, le signal de sortie du circuit 57 d'inversion prend un niveau élevé et forme un ordre de rétablissement transmis par laporte ET 58, provoquant ainsi le passage du basculeur 56 à un faible niveau, faisant passer le signal de sortie de la porte 47 à un faible niveau. De cette ma- nière, les boucles d'intégration 30, 31 passent progressi- vement à leur état verrouillé, pour la transition progres- sive de gain 40b indiquée sur la figure 2. Il faut noter qu'on a décrit l'invention en ré- férence à la commande d'amortissement de lacet ou d'aug- mentation de stabilité autour de l'axe de lacet d'un héli- coptère, ayant un mode de maintien de cap dans lequel un terme d'erreur de cap est transmis par un synchroniseur verrouillable de cap et un mode d'augmentation de commande de cap pendant lequel le synchroniseur n'est pas verrouillé. Aux faibles vitesses, le synchroniseur est déverrouillé progressivement afin qu'il fonctionne en mode de poursuite chaque fois que le pilote enfonce ses pédales de réglage de lacet. Cette constante de temps du synchroniseur ou de la boucle de poursuite varie relativement lentement en fonction du temps, à partir de l'enfoncement initial des pédales. Ainsi, lorsque la condition des pédales déclenchées est d'abord détectée, la boucle de synchroniseur est placée en fait en mode de poursuite ayant une longue constante de temps; la constante de temps est alors réduite progressi- vement pendant une période prédéterminée jusqu'à une faible valeur normale. Lorsque la manoeuvre de virage est terminée et lorsque les pédales reviennent en position neutre, la constante de temps de la boucle est accrue progressivement depuis la faible valeur jusqu'à la valeur élevée ou infinie, c'est-à-dire que la boucle est verrouillée et établit une nouvelle référence de cap pour le mode de maintien de cap. Lors d'une croisière à vitesse normale élevée, le synchroniseur est placé progressivement de manière ana- logue en mode de poursuite chaque fois que le pilote comman- de un virage par mise en action du manche collectif de roulis afin qu'il établisse un angle de roulis et un change- ment correspondant de cap. Après la fin du virage, la boucle du synchroniseur revient progressivement revient à son mode de maintien lorsque le pilote ramène le manche en position neutre, le roulis de l'aéronef revenant à une valeur nulle *pour le noveau cap voulu. REVENDICATIONS 1. Appareil de stabilisation et de réglage automa- tique pour aéronef, destiné à stabiliser les déplacements à court terme de l'aéronef autour de l'un de ses axes prin- cipaux, à l'aide d'un dispositif de mise en action d'une gouverne, l'appareil comprenant un dispositif de référence d'attitude destiné à assurer la stabilité à long terme de l'aéronef autour dudit axe, l'appareil comprenant en outre un dispositif de déconnexion de cette stabilité à long terme et de modification de la référence d'attitude afin qu'elle prenne une nouvelle valeur de référence, ledit ap- pareil étant caractérisé en ce que le dispositif de réfé- rence d'attitude transmet un signal qui dépend de l'attitude de l'aéronef autour dudit axe, et l'appareil comprend en ou- tre un dispositif de synchronisation verrouillable et dé- verrouillable (24, 25) commandé par le signal d'attitude et destiné, lorsqu'il est verrouillé, à transmettre un signal d'erreur au dispositif de mise en action de gouverne, ce signal correspondant aux écarts de l'attitude de l'aéronef autour dudit axe à partir d'une attitude de référence, et à ramener l'attitude de l'aéronef à l'attitude de référence en réduisant ainsi le signal d'erreur à zéro, et, lorsqu'il est déverrouillé, à maintenir le signal d'erreur d'attitude à une valeur efficace nulle pendant le changement d'attitu- de, un dispositif de commutation (26, 27) commandé par le dispositif de déconnexion (40, 42, 48, 50, 51) et destiné à verrouiller et déverrouiller le dispositif de synchroni- sation (24, 25), le dispositif de déconnexion comprenant une commande de déconnexion, un modulateur (40) par largeur d'impulsion commandé par le début et la fih du fonctionne- ment de la commande de déconnexion et destiné à transmettre une première série d'impulsions de largeur croissant pro- gressivement pendant une période prédéterminée, et une se- conde série d'impulsions de largeur décroissant progressi- vement pendant une période prédéterminée, et un dispositif destiné à transmettre la première et la seconde série d'im- pulsions au dispositif de commutation (26, 27) si bien que le dispositif de synchronisation(25, 26) est progressi- vement déverrouillé après le déclenchement de la déconne- xion et progressivement verrouillé après la fin de la dé- connexion. 2. Appareil selon la revendication 1, caractérisé en ce que le dispositif de déconnexion comprend un dispositif de commutation (42) commandé par le déplacement d'un organe de commande (41) d'attitude qui est à la disposition du pilote, et un dispositif (48, 50, 51) commandé par le dis- positif de commutation (42) et connecté au modulateur (40) par largeur d'impulsion afin qu'il déclenche et termine les séries d'impulsions. 3. Appareil selon la revendication 2, caractérisé en ce que le dispositif commandé par le dispositif de commu- tation (42) comprend un dispositif intégrateur (48) comman- dé par le fonctionnement du dispositif de commutation et destiné à transmettre des signaux croissant et décroissant progressivement pendant ladite période prédéterminée, et un dispositif destiné à transmettre les signaux variant pro- gressivement au modulateur (40) par largeur d'impulsion. 4. Appareil selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que l'axe principal de l'aéro- nef est l'axe de lacet, la référence d'attitude est une réfé- rence de direction, et l'organe de commande d'attitude qui est à la disposition du pilote est l'organe de commande (41) de lacet. 5. Appareil selon la revendication 4, caractérisé en ce qu'il comprend en outre un premier circuit logique (47) commandé par l'organe de commande de lacet et destiné à provoquer le fonctionnement du dispositif d'intégration (48) et un second circuit logique (55, 58) couplé au premier cir- cuit logique (47) et commandé par un ordre d'angle de roulis d'aéronef et un angle réel de roulis supérieur à une valeur prédéterminée et couplé au premier circuit logique afin qu'il commande aussi le dispositif intégrateur (48). 6. Appareil selon la revendication 5, caractérisé en ce que l'aéronef est un hélicoptère et le second circuit 2474716 i logique comprend un circuit logique supplémentaire (55)-com- mandé par la vitesse aérodynamique réduite d'une valeur pré- déterminée afin que le second circuit logique soit inhibé.