FR 2689854 A1 19931015 FR 9204566 A 19920414 La présente invention concerne les hélicoptères compor- tant un seul rotor principal d'avance et de sustentation et un dispositif anticouple mixte comprenant un rotor anticouple associé à au moins une surface aérodynamique braquable de direction, telle qu'un volet de dérive ou une dérive entièrement braquable Elle concerne égale- ment un procédé pour contrecarrer de façon optimale le couple induit par ledit rotor principal sur l'hélicop- tère Cette invention, quoique non exclusivement, s'applique tout particulièrement aux hélicoptères dont le rotor anticouple est de type caréné. On sait que, dans un hélicoptère pourvu d'un unique rotor principal d'avance et de sustentation, le fuselage a tendance, en réaction au couple exercé par ledit rotor principal, à tourner dans le sens opposé au sens de rotation de ce dernier On sait de plus que, pour combattre le couple de réaction auquel est soumis le fuselage, il est usuel de prévoir un rotor auxiliaire anticouple, susceptible d'engendrer une poussée trans- versale et entraîné en rotation à partir de la source motrice du rotor principal Ainsi, le rotor auxiliaire anticouple prélève une partie de la puissance de cette source motrice. Il en résulte donc que, pour les performances de l'héli- coptère, il est avantageux que le rotor auxiliaire anticouple soit aidé dans sa fonction de stabilisation latérale anticouple du fuselage. Comme cela est par exemple indiqué dans le brevet US-A-2 818 224, on peut, à cet effet, délester ledit rotor anticouple, en vol de translation, à l'aide d'une poussée aérodynamique s'exerçant sur une dérive prévue à l'arrière dudit hélicoptère Une telle poussée est habituellement obtenue en choisissant pour la dérive un profil cambré et en calant celle-ci avec un certain angle par rapport au plan de symétrie du fuselage. Cependant, pour une définition de dérive fixée, la poussée ainsi obtenue lorsque l'hélicoptère vole à dérapage nul ne dépend que de la pression dynamique de l'air sur la dérive et n'est donc pas modulable L'ef- fort anticouple à exercer variant de façon différente en fonction de la vitesse, ainsi qu'en fonction d'autres paramètres de vol, il en résulte que le délestage optimum du rotor anticouple n'est en pratique possible que dans un seul cas de vol On retient habituellement le vol de croisière en palier, par exemple à la vitesse économique de croisière, comme point d'optimisation; le calage de la dérive est alors choisi pour que la poussée exercée par celle-ci déleste en majeure partie, ou en totalité, le rotor anticouple à la vitesse de croisière choisie Dès que les conditions de vol (vitesse horizon-20 tale, vitesse verticale) ou la configuration appareil (masse, emports externes) viennent à changer, le réglage initial de la dérive n'est plus optimal et une certaine perte de performance apparaît De plus, en vol de descente en autorotation, la poussée de la dérive est alors superflue (le couple rotor principal à contrer est quasi-nul) et doit être équilibré par une poussée négative fournie par le rotor anticouple Cette poussée négative est pénalisante en performance et réduit de façon significative la plage de commande restant dispo-30 nible pour le contrôle en lacet de l'hélicoptère. Pour éviter les inconvénients et limitations apparais- sant dans l'utilisation d'une telle dérive fixe de délestage, on peut mettre en oeuvre un volet de dérive, réglable en orientation, comme cela est par exemple35 décrit dans le brevet US-A-2 369 652 Un tel volet de dérive est commandé manuellement et on prévoit un système gyroscopique de commande des gaz du moteur du rotor principal, de façon à contrôler la puissance fournie par le moteur pour maintenir l'équilibrage en couple et pour éviter que les variations de puissance du moteur aient des effets trop rapides pour être suivis par les réajustements nécessaires des moyens anticouple. On remarquera que le système anticouple de ce dernier brevet présente un inconvénient particulièrement impor- tant, car il subordonne la commande du rotor principal à celle de l'action anticouple De plus, il est complexe, car il fait intervenir un système gyroscopique. La présente invention a pour objet de remédier à ces inconvénients. A cette fin, selon l'invention, l'hélicoptère compor- tant: un unique rotor principal d'avance et de sustenta- tion; et un système anticouple comprenant: un rotor auxiliaire anticouple entraîné en rotation à partir des moyens moteurs dudit rotor principal et exerçant une poussée latérale anticouple commanda- ble; et au moins une surface aérodynamique de direction, commandable en orientation et engendrant une por- tance transversale anticouple; est remarquable en ce qu'il comporte des moyens pour commander automatiquement l'angle de braquage de ladite surface aérodynamique de direction en fonction de30 l'angle de pas collectif dudit rotor principal et de la vitesse d'avance dudit hélicoptère. La présente invention est basée sur le fait que l'angle de pas collectif dudit rotor principal est représenta- tif, pour une vitesse d'avance donnée, du couple exercé par ledit rotor principal et donc du couple de réaction sur le fuselage, qui doit être contrecarré par ledit système anticouple, tandis que la vitesse d'avance est représentative de la portance latérale fournie par ladite surface aérodynamique de direction L'angle de pas collectif et la vitesse d'avance apparaissent donc comme des paramètres hautement représentatifs de l'équi- libre en lacet dudit hélicoptère. Selon une particularité avantageuse de la présente invention: dans une phase préparatoire, on détermine et on mémorise une pluralité de groupes de trois valeurs, comprenant chacun une valeur de la vitesse d'avance dudit hélicoptère, une valeur de l'angle de pas collectif et une valeur de l'angle de braquage de ladite surface aérodynamique de direction, pour lesquelles la poussée latérale fournie par ledit rotor auxiliaire anticouple est au moins sensiblement nulle; et en vol, on mesure la vitesse d'avance dudit hélicop- tère et l'angle de pas collectif et on applique à ladite surface aérodynamique de direction un braquage dont la valeur est au moins approximativement égale à celle d'un desdits groupes de trois valeurs, dans lequel les valeurs mémorisées de la vitesse d'avance et de l'angle de pas collectif sont au moins approxi- mativement égales aux valeurs mesurées correspondan- tes. De préférence, dans ladite phase préparatoire, lesdits groupes de trois valeurs sont déterminés à partir des variations, à braquage constant de ladite surface aérodynamique de direction, de la poussée latérale dudit rotor auxiliaire anticouple en fonction de ladite vitesse d'avance et à partir des variations dudit angle de pas collectif en fonction, également, de ladite vitesse d'avance. Pour exploiter les informations ainsi obtenues, on peut, avec la pluralité desdits groupes de trois valeurs, former une table à deux entrées et à une sortie, lesdi- tes entrées étant respectivement une valeur de la vitesse d'avance et une valeur de l'angle de pas collec- tif, tandis que la sortie est une valeur de braquage de ladite surface aérodynamique de direction. Cependant, de préférence, à partir de ladite pluralité desdits groupes de trois valeurs, on établit un modèle mathématique donnant le braquage de ladite surface aérodynamique de -direction en fonction de la vitesse d'avance de l'hélicoptère et de l'angle de pas collectif dudit rotor principal. La formule mathématique représentative dudit modèle peut être un polynôme, dont chaque monôme comporte le produit d'une puissance de la vitesse d'avance par une puissance dudit angle de pas collectif. A des fins de simplification des calculs, on représente graphiquement ledit modèle mathématique, dans un système25 d'axes respectivement représentatifs de ladite vitesse d'avance et dudit braquage de la surface aérodynamique de direction, par un réseau de courbes dont chacune correspond à une valeur de l'angle de pas collectif, et chacune desdites courbes fait l'objet d'une approxima-30 tion par des segments de droites dans des intervalles de valeurs de vitesse d'avance L'angle de braquage peut alors être une fonction linéaire de l'angle de pas collectif et de la vitesse d'avance. Lesdits moyens pour la commande automatique du braquage de ladite surface aérodynamique de direction peuvent être indépendants des moyens de commande de la poussée latérale anticouple exercée par ledit rotor auxiliaire anticouple Cependant, il peut être avantageux, au contraire, que lesdits moyens pour la commande automati- que du braquage de ladite surface aérodynamique de direction soient couplés avec des moyens pour la com- mande automatique de la poussée latérale anticouple exercée par ledit rotor auxiliaire anticouple, afin que la répartition de l'action anticouple globale puisse être optimisée. Dans un mode de réalisation avantageux, lesdits moyens couplés pour la commande automatique du braquage de la surface aérodynamique de direction et de la poussée latérale anticouple exercée par ledit rotor auxiliaire anticouple reçoivent, en plus de la valeur de l'angle de pas collectif du rotor principal et de la vitesse d'avance, l'angle de pas réel du rotor auxiliaire anticouple, ainsi éventuellement que d'autres paramètres de vol comme la commande de direction, la vitesse angulaire de lacet, le facteur de charge latéral, la25 densité de l'air, le cap, l'assiette longitudinale ou l'angle de roulis. Ainsi, il est possible d'actionner ladite surface aérodynamique de direction pour avoir une poussée nulle ou sensiblement nulle du rotor auxiliaire anticouple,30 tout en assurant l'équilibre en lacet de l'hélicoptère. Une telle surface aérodynamique de direction peut être un volet de dérive, par exemple monté sur une dérive fixe prévue à l'arrière dudit hélicoptère Elle peut également être constituée par une dérive, montée entière- ment braquable, c'est-à-dire braquable dans sa totalité. Bien entendu, le procédé conforme à l'invention peut être mis en oeuvre en commandant l'angle de braquage de plusieurs surfaces aérodynamiques de direction On peut par exemple commander simultanément, de façon conforme à la présente invention, plusieurs volets de dérive et/ou plusieurs dérives entièrement braquables. Par exemple, l'hélicoptère, éventuellement en plus d'un volet de dérive monté sur une dérive arrière fixe, comporte des dérives latérales susceptibles de délester ledit rotor auxiliaire anticouple et ces dérives latéra- les peuvent, soit être équipées de volets de dérive,15 soit être montées de façon entièrement braquable, lesdits volets de dérive et/ou lesdites dérives latéra- les étant commandés de façon analogue à ce qui a été décrit ci-dessus. En variante, l'hélicoptère peut comporter une double dérive arrière dont chaque élément est, soit pourvu d'un volet de dérive commandé de la façon décrite ci-dessus, soit monté entièrement braquable et commandé conformé- ment à l'invention. Les figures du dessin annexé feront bien comprendre comment l'invention peut être réalisée Sur ces figures, des références identiques désignent des éléments sembla- bles. La figure 1 est une vue latérale schématique d'un hélicoptère conforme à l'invention. La figure 2 est une vue de dessus de l'hélicoptère de la figure 1. La figure 3 est une coupe agrandie de la dérive arrière dudit hélicoptère, selon la ligne III-III de la figure 1. La figure 4 explique schématiquement le principe de la présente invention. La figure 5 montre le schéma synoptique d'un premier mode de réalisation des moyens de commande anticouple10 conforme à la présente invention. La figure 6 est une illustration graphique de la loi du braquage du volet de dérive en fonction de la vitesse d'avance et de l'angle de pas collectif. Les figures 7 et 8 montrent, respectivement en vue latérale et en vue de dessus, l'extrémité arrière à double dérive d'un hélicoptère conforme à la présente invention. La figure 9 montre le schéma synoptique d'un second mode de réalisation des moyens de commande anticouple confor-20 me à la présente invention. L'hélicoptère 1, montré schématiquement sur les figures 1 et 2, comporte un fuselage 2, dans la partie avant duquel est disposée la cabine de pilotage 3 La partie intermédiaire 4 dudit fuselage comporte un groupe moteur25 5 susceptible d'entraîner en rotation un unique rotor principal d'avance et de sustentation 6, composé de pales 7 Le fuselage est prolongé vers l'arrière par une queue 8, à l'extrémité libre de laquelle est disposée une dérive 9 Par ailleurs, à l'extrémité arrière de la queue 8, par exemple à la base de la dérive 9, est prévu un rotor anticouple à pas variable 10, entraîné en rotation à partir du groupe moteur 5 par l'intermédiaire d'un arbre rotatif 11 et comportant des pales 12 De préférence, ledit rotor anticouple 10 est caréné, la carène étant constituée par la base de la dérive 9. De façon connue, si le rotor principal 6 tourne dans le sens de la flèche Fl (figure 2), l'hélicoptère est entraîné en rotation dans le sens inverse F 2, par réaction Le rotor anticouple 10 a pour objet d'engen- drer une poussée latérale YRA, contrecarrant la rotation du fuselage dans le sens F 2 et dont l'amplitude est commandée par le pas des pales 12. Pour aider le rotor anticouple 10 à combattre la rota- tion du fuselage dans le sens F 2, la dérive 9 est profilée de façon à engendrer une portance latérale P, comme cela est représenté sur la figure 3. De plus, du côté du bord de fuite de la dérive 9, celle-ci comporte un volet de dérive 14 orientable autour d'un axe de rotation X-X Si, à partir de sa position neutre 14 N, le volet de dérive 14 est braqué dans le sens F 2 pour prendre une position 14 I, il augmente la portance latérale P En revanche, si le volet de dérive 14 est braqué dans le sens Fl pour25 prendre une position 14 II, la portance latérale P diminue. Selon l'invention, l'angle de braquage 6 du volet de dérive 14 est une fonction de l'angle de pas collectif DTORP des pales 7 du rotor principal 6 et de la vitesse30 d'avance V de l'hélicoptère 1. Sur la figure 4, on a tracé l'un au-dessous de l'autre, en correspondance, deux systèmes d'axes d'abscisses et d'ordonnées Le premier de ces systèmes porte, en ordonnées, la poussée latérale YRA du rotor anticouple 10 et, en abscisses, la vitesse d'avance V de l'hélicop- tère 1 Le second système d'axes porte, en -ordonnées, l'angle de pas collectif DTORP du rotor principal 6 et, en abscisses, également la vitesse d'avance V de l'héli- coptère 1. De façon expérimentale, par simulation ou par calcul, on trace: dans le premier système d'axes, pour chacune d'une pluralité de valeurs de l'angle de braquage 6 du volet de dérive, une courbe donnant la variation de YRA en fonction de V Ainsi, pour une valeur Si de 6, on obtient une courbe particulière Li de la famille de courbes, tandis que pour la valeur Sj de 6, on obtient une autre courbe particulière Lj de ladite famille de courbes; dans le second système d'axes, la courbe M représenta- tive de la variation de l'angle de pas collectif DTORP en fonction de la vitesse d'avance V. Bien entendu, l'utilisation optimale du volet de dérive 14 est obtenue, lorsque la poussée latérale YRA fournie par le rotor anticouple 10 est nulle Pour une courbe Lj particulière, cette utilisation optimale correspond au point ai d'intersection de ladite courbe Lj par la droite 0, correspondant à YRA= O Au point ai correspond une valeur Vj pour la vitesse V. Par ailleurs, à chaque valeur Vj de la vitesse V, la courbe M fait correspondre une valeur DTOR Pj de l'angle de pas DTORP. il Ainsi, grâce aux courbes Lj et M, on peut déterminer un triplet de valeurs DTOR Pj, Vj, 5 j pour lequel le bra- quage du volet de dérive 14 est optimal. Bien entendu, puisqu'on utilise une pluralité de courbes Li, et non pas la seule courbe Li, on détermine donc une pluralité de tels triplets. On remarquera ainsi que, grâce à cette pluralité de triplets et par mesure de DTORP et de V, on peut déter- miner la valeur optimale de 6 correspondant aux valeurs mesurées de DTORP et de V En effet, par un processus inverse de celui précédemment décrit, des valeurs mesurées DTOR Pj et Vj déterminent un point bi de la courbe M, auquel correspond le point ai de la courbe Lj et donc la valeur Sj de l'angle de braquage 6. Le dispositif illustré schématiquement sur la figure 5 permet de commander le braquage optimal du volet de dérive 14 autour de l'axe X-X Ce dispositif comporte un capteur de position 15, associé au manche 16 de commande de pas collectif, à la disposition du pilote de l'héli- coptère, ainsi qu'un capteur 17 de la vitesse d'avance V de ce dernier L'angle de pas collectif DTORP délivré par le capteur 15 et la vitesse V délivrée par le capteur 17 sont transmis à un calculateur 18 qui, à partir de ces deux mesures d'entrée, délivre la valeur 6 du braquage à appliquer au volet de dérive 14 Cette valeur 6 est fournie à un vérin 19, commandant la rotation dudit volet de dérive 14 autour de l'axe X-X. Le pas des pales 12 du rotor anticouple 10 peut donc être commandé pour que la poussée YRA soit nulle. Le calculateur 18 peut comporter une table qui, à chaque couple de valeurs DTOR Pl et Vi mesurées, fait correspon- dre la valeur optimale correspondante 6 i, comme cela a été décrit ci-dessus Dans ce cas, la fonction princi- pale du calculateur 18 consiste donc, à la réception d'un couple de valeurs mesurées DTOR Pl et Vi, à recher- cher dans ladite table la valeur 6 i correspondante et à l'adresser au vérin 19. Cependant, en variante, il est possible, à partir de la pluralité des triplets DTOR Pi, Vi et Si, de déterminer une fonction théorique des deux variables DTORP et V représentative de l'angle de braquage 6, telle que 6 = H(DTORP, V). Dans ce cas, pour chaque couple de valeurs DTOR Pl et Vi mesurées, le calculateur 18 calcule la valeur 6 i corres- pondante par l'équation Si = H(DTOR Pi, Vi). L'expérience et le calcul ont montré que'la fonction H théorique présentait avantageusement une forme polyno- miale du type: 6 = H(DTORP,V) = kl DTOR Pnl Vml + k 2 DTOR Pn 2 Vm 2 + + kp DTOR Pn P Vmn P dans laquelle kl, k 2,, kp sont p coefficients numériques, chacun associé à l'un des P monômes de la fonction H; ni, N 2,, np sont des exposants, entiers ou frac- tionnaires, respectivement associés à la variable DTORP desdits R monômes; et ml, m 2,, mp sont des exposants, entiers ou frac- tionnaires, respectivement associés à la variable V desdits P monômes. La fonction H(DTORP,V) peut être graphiquement représen- tée par le réseau des courbes Hi de la figure 6. Sur cette figure, chaque courbe Hi représente l'évolu- tion du braquage 6 en fonction de la vitesse d'avance V, pour une valeur déterminée DTOR Pl du pas collectif DTORP. Le réseau des courbes Hi représente donc la loi H(DTORP,V) permettant d'annuler la poussée latérale YRA du rotor anticouple 10. Cette loi est relativement compliquée, mais elle peut être simplifiée En effet, l'expérience montre qu'il existe, notamment dans le cas d'un rotor arrière caréné, autour de la valeur nulle de YRA, une zone dans laquelle10 la puissance WTT totale consommée par le rotor anticou- ple 10 (cette puissance totale WTT comportant la puis- sance réellement prélevée par le rotor anticouple 10 sur le groupe moteur 5 pour engendrer la poussée latérale YRA et la puissance nécessaire pour vaincre la traînée15 dudit rotor anticouple 10 et également fournie par le groupe moteur 5) est pratiquement constante, cette zone ayant tendance à s'élargir à grande vitesse V Il en résulte donc qu'il n'est pas nécessaire d'annuler totalement la poussée latérale YRA du rotor anticouple20 10, mais simplement de se rapprocher le plus possible de cette zone Si l'on braquait le volet de dérive 14 au-delà de l'angle de braquage permettant d'atteindre cette zone, non seulement on ne gagnerait rien en puissance en ce qui concerne le rotor anticouple 10,25 mais encore on en ferait perdre à cause de la traînée supplémentaire dudit volet de dérive 14. Par suite, les courbes Hi peuvent être approximées par des segments de droites (fonctions linéaires) dans des intervalles de vitesse La figure 6 montre que chaque30 courbe Hi est approximée par un segment rectiligne Dil entre la vitesse optimale de montée VOM et une valeur Vl de V, par un segment rectiligne Di 2 entre la valeur Vl et une seconde valeur V 2 et par un segment rectiligne Di 3 entre la valeur V 2 et la vitesse maximale du palier Vmax. Dans ce cas simplifié, la fonction représentative de 6, dans chacun des intervalles VOM-Vl, V 1-V 2 et V 2-Vmax, est donc une fonction linéaire de DTORP et de V, du type 6 = A DTORP + B V A et B étant des coefficients constants. L'amplitude du braquage 6 dans le sens positif (position 14 I) peut être de l'ordre de 30 à 45 degrés et, dans le sens négatif (position 14 II), de l'ordre de -10 à -15 degrés Les amplitudes de braquage externes sont limi- tées par des butées (non représentées) Bien entendu, le vérin 19 peut être électrique ou hydraulique. Ainsi en vol en palier de l'hélicoptère 1 à des vitesses V comprises entre la vitesse de puissance minimale (VOM) et la vitesse maximale en palier (Vmax), le volet 14 peut assurer la quasi-totalité de l'effort anticouple et le rotor arrière 10 peut fonctionner pratiquement à poussée YRA nulle, d'o une minimisation de la puis- sance totale nécessaire au vol dans toute cette plage de vitesse On peut en effet montrer que la puissance consommée par la traînée induite du volet 14 est largement inférieure à celle qui serait nécessaire pour obtenir le même équilibre en modulant uniquement la poussée YRA du rotor arrière; en vol de montée: à grande vitesse horizontale V, l'action du volet 14 (en une position 14 I) peut être suffisamment efficace pour continuer d'assurer un délestage quasi-complet du rotor arrière 10 pour toutes les vitesses verticales possibles avec la motorisation installée; pour des vitesses horizontales V voisines de la vitesse optimale de montée VOM, le volet 14 arrive rapidement en butée dans le sens positif dès lors que la vitesse verticale est positive Le délestage n'est donc que partiel et de moins en moins impor- tant en valeur relative au fur et à mesure que la vitesse verticale augmente Il n'en demeure pas moins que l'effet du volet 14 sur la puissance totale nécessaire en montée reste avantageux, ce qui procure un gain significatif en vitesse verticale pour un niveau de puissance donné pouvant se tra- duire par un gain de masse décollable, lorsque la condition critique est le taux de montée sur un moteur; en vol de descente et en autorotation, la réduction automatique de la portance de la dérive par l'effet du volet (en une position 14 II) évite d'avoir à engen- drer une poussée négative YRA à l'aide du rotor anticouple 10 Ceci augmente la marge de commande disponible sur le palonnier et permet également, dans une certaine mesure, de limiter la plage de pas négatif du rotor anticouple Le fait de ne pas avoir à engendrer de poussée négative par le rotor arrière en autorotation augmente la finesse de plané de l'héli- coptère dans cette phase de vol. On voit donc que, grâce à l'invention, on obtient des gains de performances, notamment en ce qui concerne: la vitesse verticale de montée à la vitesse optimale de montée VOM; la vitesse maximale en palier Vmax; la masse décollable. En ce qui concerne la vitesse d'avance mesurée V, il est avantageux d'utiliser la vitesse indiquée (indicated air speed), puisque cette vitesse indiquée est généralement mesurée à bord des hélicoptères En effet, la vitesse VTAS (true air speed), qui est la vitesse réelle de l'hélicoptère par rapport à l'air, n'est généralement pas mesurée On sait toutefois que la vitesse VTAS et la vitesse indiquée sont liées par l'intermédiaire de la densité de l'air. Le volet de dérive 14 peut être de tout type connu Ce peut être un volet simple (plain flap) ou un volet à fente (slotted flap) Un volet à fente est intéressant pour obtenir de forts délestages du rotor anticouple 10 en vol de montée à la vitesse optimale VOM. Comme cela est représenté sur les figures 1 et 2, l'hélicoptère 1 peut comporter des dérives latérales 20 et 21, apportant une contribution aérodynamique supplé- mentaire, favorable au délestage du rotor anticouple 10. Chacune des dérives latérales 20 et 21 peut être pour- vue, du côté de son bord de fuite, d'un volet de dérive semblable au volet 14 et commandé en braquage de manière semblable En variante, lesdites dérives latérales 20 et 21 pourraient être entièrement braquables et être commandées en braquage comme indiqué ci-dessus. Dans le cas o les dérives latérales 20 et 21 sont prévues, il serait éventuellement possible de ne pas prévoir la dérive centrale arrière 9 décrite ci-dessous. Dans la variante de réalisation des figures 7 et 8, la dérive verticale arrière 9 des figures 1 et 2, est remplacée par deux dérives obliques 9 A et 9 B Comme on peut le voir, chaque dérive oblique 9 A et 9 B est pourvue, du côté de son bord de fuite, d'un volet de dérive30 14 A ou 14 B, commandé en braquage de façon semblable à ce qui vient d'être décrit ci-dessus pour le volet 14 En variante, chaque dérive oblique 9 A et 9 B pourrait être montée entièrement braquable et commandée conformément à la présente invention. On remarquera que le dispositif de la figure 5 est particulièrement simple, mais qu'il ne peut prendre en compte des paramètres non mesurables, ou difficilement mesurables, tels que la masse de l'hélicoptère 1, la densité de l'air ou le dérapage dudit hélicoptère Or, ces paramètres ont une influence sur l'angle de pas collectif DTORP Aussi, le dispositif de la figure 510 risque d'avoir une action qui n'est pas toujours opti- male. Pour perfectionner le dispositif de la figure 5, le dispositif de la figure 9 comporte, à la place du calculateur 18 de braquage du volet 14, un calculateur15 22 de pilotage de l'hélicoptère 1 en lacet. Le calculateur 22, outre l'angle de pas collectif DTORP et la vitesse d'avance V, reçoit: la commande de direction DDN provenant du palonnier à la disposition du pilote, par l'intermédiaire d'un capteur de position de palonnier (non représenté); la vitesse angulaire de lacet r, et éventuellement les vitesses angulaires de roulis et de tangage; le facteur de charge latéral ny; la densité de l'air p, le cap p, l'assiette longitudi- nale O, et l'angle de roulis (P. Ces différentes informations d'entrée sont mesurées et calculées de façon habituelle et connue à bord des hélicoptères. De plus, outre le vérin 19 du volet de dérive 14, le calculateurpilotage en lacet 22 commande un vérin 23, qui lui-même commande le pas O des pales (et donc la poussée YRA) du rotor anticouple 10 Une liaison de retour 24 permet d'introduire le pas O des pales 12 dans le calculateur 22, au même titre que les informations DTORP, V, DDN, r, ny, p,, O et -. Ainsi, le dispositif de la figure 9 fonctionne en boucle fermée et permet d'éliminer l'influence des paramètres non mesurables, rappelés ci-dessus En effet, le dispo- sitif de la figure 9 permet d'optimiser la répartition de l'action anticouple entre le volet de dérive 14 et le rotor anticouple 10 en ramenant le pas e des pales 12 à une valeur de référence et en conservant l'équilibre latéral de l'hélicoptère 1 Ce dispositif, à partir de la mesure du pas réel O appliqué au rotor anticouple 10, actionne le volet de dérive 14, selon une loi du type auto-trim, jusqu'à ce que l'équilibre en lacet soit obtenu avec le pas du rotor anticouple fournissant une poussée nulle ou sensiblement nulle On remarquera qu'avec un rotor anticouple caréné, ce pas est quasiment indépendant de la vitesse. En fonction de l'architecture des commandes de vol (mécaniques, électriques) et de la présence (ou de l'absence) d'un système de pilotage automatique, la structure pratique des dispositifs des figures 5 et 9 peut prendre de nombreuses formes. Par ailleurs, par le choix des actionneurs 19 et 23, il est possible d'obtenir des dispositifs de commande à dynamique lente ou rapide Des dispositifs à dynamique rapide peuvent permettre d'améliorer la stabilité en lacet et la manoeuvrabilité de l'hélicoptère 1. De ce qui précède, on comprendra aisément que le volet 14 des figures 5 et 9 peut être remplacé par une dérive 9, 20, 21 sans volet de dérive qui serait rendue entièrement braquable De même, bien qu'un seul volet 14 ait été représenté sur ces figures 5 et 9, il va de soi que plusieurs volets 14 (ou plusieurs dérives entière- ment braquables) peuvent être commandés simultanément5 par les moyens de commande 18 et 22. REVENDICATIONS 1 Hélicoptère ( 1) comportant: un unique rotor principal ( 6) d'avance et de susten- tation; et un système anticouple comprenant: un rotor auxiliaire anticouple ( 10)entraîné en rotation à partir des moyens moteurs ( 5) dudit rotor principal ( 6) et exerçant une poussée latérale anticouple commandable (YRA); et au moins une surface aérodynamique de direction ( 14, 14 A, 14 B), commandable en orientation et engendrant une portance transversale anticouple; caractérisé en ce qu'il comporte des moyens ( 18, 19, 22) pour commander automatiquement l'angle de braquage de ladite surface aérodynamique de direction ( 14, 14 A, 14 B) en fonction de l'angle de pas collectif (DTORP) dudit rotor principal ( 6) et de la vitesse d'avance (V) dudit hélicoptère ( 1). 2 Hélicoptère ( 1) selon la revendication 1, caractérisé en ce que lesdits moyens ( 18, 19) pour la commande automatique du braquage de ladite surface aérodynamique de direction ( 14) sont indépendants des moyens de commande ( 23) de la poussée latérale (YRA) anticouple exercée par ledit rotor auxiliaire anticouple ( 10). 3 Hélicoptère ( 1) selon la revendication 1, caractérisé en ce que lesdits moyens ( 22, 19) pour la commande automatique du braquage de ladite surface aérodynamique de direction ( 14) sont couplés avec des moyens ( 22, 23) pour la commande automatique de la30 poussée latérale (YRA) anticouple exercée par ledit rotor auxiliaire anticouple ( 10). 4 Hélicoptère ( 1) selon la revendication 3, caractérisé en ce que lesdits moyens de commande couplés ( 22, 19, 23) reçoivent l'angle de pas réel (O) du rotor auxiliaire anticouple ( 10). 5 Hélicoptère ( 1) selon la revendication 4, caractérisé en ce que lesdits moyens couplés ( 22, 19, 23) pour la commande automatique du braquage de ladite surface aérodynamique de direction ( 14) et de la poussée latérale anticouple (YRA) exercée par ledit rotor auxiliaire anticouple reçoivent, en plus de la valeur de l'angle de pas collectif du rotor principal, de la vitesse d'avance et de l'angle de pas réel du rotor auxiliaire anticouple, d'autres paramètres de vol comme la commande de direction (DDN), la vitesse angulaire de lacet (r), le facteur de charge latéral (ny), la densité de l'air (p), le cap (p), l'assiette longitudinale (e) ou l'angle de roulis (c P). 6 Hélicoptère ( 1) selon l'une quelconque des revendica- tions 1 à 5, caractérisé en ce que ladite surface aérodynamique de direction est un volet de dérive. 7 Hélicoptère ( 1) selon l'une quelconque des revendica- tions 1 à 5, caractérisé en ce que ladite surface aérodynamique de direction est une dérive entièrement braquable. 8 Hélicoptère ( 1) selon l'une quelconque des revendica- tions 1 à 7, caractérisé en ce qu'il comprend plusieurs surfaces aérodynamiques de direction commandées par lesdits30 moyens ( 18, 19, 22) de commande automatique de l'angle de braquage. 9 Hélicoptère selon l'une quelconque des revendications 1 à 8, caractérisé en ce qu'il comporte des dérives latérales ( 20, 21) susceptibles de délester ledit rotor auxiliaire anticouple. Hélicoptère ( 1) selon la revendication 9, caractérisé en ce que lesdites dérives latérales ( 20, 21) sont équipées de volets de dérive, commandés par lesdits moyens ( 18, 19, 22) de commande automatique de braquage. 11 Hélicoptère ( 1) selon la revendication 9, caractérisé en ce que lesdites dérives latérales ( 20, 21) sont montées entièrement braquables et sont comman- dées par lesdits moyens ( 18, 19, 22) de commande automa- tique de l'angle de braquage. 12 Hélicoptère ( 1) selon l'une quelconque des revendi- cations 1 à 11, caractérisé en ce qu'il comporte une double dérive arrière ( 9 A, 9 B), dont chaque élément ( 9 A ou 9 B) est pourvu d'un volet de dérive ( 14 A ou 14 B), commandé par lesdits moyens ( 18, 19, 22) de commande automatique de l'angle de braquage. 13 Hélicoptère ( 1) selon l'une quelconque des revendi- cations 1 à 11, caractérisé en ce qu'il comporte une double dérive arrière ( 9 A, 9 B) dont chaque élément ( 9 A ou 9 B) est monté entièrement braquable et est commandé par lesdits moyens ( 18, 19, 22) de commande automatique de l'angle de braquage. 14 Procédé pour contrecarrer le couple exercé par un unique rotor principal ( 6) d'avance et de sustentation sur un hélicoptère ( 1) comportant un système anticouple comprenant un rotor auxiliaire anticouple ( 10) entraîné en rotation à partir des moyens moteurs ( 5) dudit rotor principal ( 6) et exerçant une poussée latérale anti- couple commandable (YRA); et - au moins une surface aérodynamique de direction ( 14, 14 A, 14 B), commandable en orientation et engendrant une portance transversale anticouple; caractérisé en ce que: dans une phase préparatoire, on détermine et on mémorise une pluralité de groupes de trois valeurs, comprenant chacun une valeur (Vj) de la vitesse d'avance (V) dudit hélicoptère, une valeur (DTOR Pj) de l'angle de pas collectif (DTORP) et une valeur ( 6 j) de l'angle de braquage ( 8) de ladite surface aérodynami- que de direction, pour lesquelles la poussée latérale (YRA) fournie par ledit rotor auxiliaire anticouple ( 10) est au moins sensiblement nulle; et en vol, on mesure la vitesse d'avance dudit hélicop- tère et l'angle de pas collectif et on applique à ladite surface aérodynamique de direction un braquage dont la valeur est au moins approximativement égale à celle d'un desdits groupes de trois valeurs, dans lequel les valeurs mémorisées de la vitesse d'avance et de l'angle de pas collectif sont au moins approxi- mativement égales aux valeurs mesurées correspondan- tes. Procédé selon la revendication 14, caractérisé en ce que, dans ladite phase préparatoire, lesdits groupes de trois valeurs sont déterminés à partir des variations, à braquage constant de ladite surface aérodynamique de direction, de la poussée latérale (YRA) dudit rotor auxiliaire anticouple en fonction de ladite vitesse d'avance et à partir des variations dudit angle de pas collectif en fonction de ladite vitesse d'avance. 16 Procédé selon l'une des revendications 14 ou 15, caractérisé en ce que, avec la pluralité desdits groupes de trois valeurs, on forme une table à deux entrées et à une sortie, lesdites entrées étant respectivement une valeur de la vitesse d'avance et une valeur de l'angle de pas collectif, tandis que la sortie est une valeur du braquage de ladite surface aérodynamique de direction. 17 Procédé selon l'une des revendications 14 ou 15, caractérisé en ce que, à partir de ladite pluralité desdits groupes de trois valeurs, on établit un modèle mathématique donnant le braquage de ladite surface aérodynamique de direction en fonction de la vitesse d'avance de l'hélicoptère et de l'angle de pas collectif dudit rotor principal. 18 Procédé selon la revendication 17, caractérisé en ce que ladite formule mathématique représentative dudit modèle est un polynôme, dont chaque20 monôme comporte le produit d'une puissance de ladite vitesse d'avance par une puissance dudit angle de pas collectif. 19 Procédé selon la revendication 18, caractérisé en ce que ledit modèle mathématique est représenté graphiquement, dans un système d'axes respec- tivement représentatifs de ladite vitesse d'avance et dudit braquage de ladite surface aérodynamique de direction, par un réseau de courbes dont chacune corres- pond à une valeur de l'angle de pas collectif, et en ce30 que chacune desdites courbes Hi(DTOR Pi) fait l'objet d'une approximation par des segments de droites (Dil, Di 2, Di 3) dans des intervalles de valeurs de vitesse d'avance. Procédé selon la revendication 19, caractérisé en ce que, dans chacun desdits intervalles de valeurs de vitesse d'avance, l'angle de braquage de ladite surface aérodynamique de direction est une fonction linéaire de l'angle de pas collectif et de la vitesse d'avance.