FR 2711257 A1 19950421 FR 9312208 A 19931014 La présente invention concerne les aéronefs, notamment les avions de transport modernes, équipés d'un système de commandes de vol électriques. On sait que, dans de tels aéronefs en vol, les ordres de pilotage donnés par le ou les pilotes au moyen d'organes de commande, tels que par exemple des minimanches à balai, sont transmis à des calculateurs par l'intermédiaire de capteurs de position, associés auxdits organes de commande et engen- drant des signaux électriques représentatifs de la position10 desdits organes de commande actionnés par les pilotes. Ainsi, en commande d'assiette, la position d'un tel organe de commande est transformée par lesdits calculateurs en une valeur d'assiette et le système commande le mouvement de l'aéronef par l'intermédiaire des surfaces aérodynamiques de15 commande de profondeur, de façon que l'assiette réelle de l'aéronef devienne égale à la valeur commandée par le pilote, par l'actionnement dudit organe de commande. En revanche, au sol, dans les systèmes de commande de vol connus, les ordres de braquage des surfaces aérodynamiques20 de commande de profondeur (gouvernes de profondeur) sont tout simplement proportionnels aux déplacements dudit organe de commande déplacé par le pilote. Ainsi, si le pilote tire à fond sur ledit organe de commande, les gouvernes de profondeur sont braquées à leur valeur maximale. Il en résulte des inconvénients importants. Tout d'abord, au décollage, il y a un risque, si le pilote commande une assiette trop forte trop près du sol, que la partie arrière du fuselage de l'avion touche le sol et soit endommagée. Par ailleurs, au décollage, la variation d'assiette en fonction du temps --encore appelée taux de rotation-- varie en fonction du chargement de l'avion et de la façon de piloter. Pour un avion déterminé, il en résulte une disper-5 sion des valeurs du taux de rotation, ce qui diminue les "performances démontrées". En effet, les règlements des autorités de certification définissent les performances (longueur de piste,...) avec des marges qui dépendent de la différence entre le "taux de rotation maximal", valeur maximale des taux de rotation d'assiette longitudinale démontrés en essai, et le "taux de rotation moyen", qui est la valeur moyenne de ces taux de rotation. Plus ces taux sont proches, plus on tire parti des performances potentiel- les de l'avion, en réduisant les marges de définition. La présente invention a pour objet de remédier à ces in- convénients, en faisant en sorte d'éliminer le risque de heurter le sol avec la queue de l'avion lors des décollages et de réduire la dispersion des taux de rotation au décol- lage. A cette fin, selon l'invention, le système électrique pour la commande d'une surface aérodynamique de profondeur d'un avion, du type comportant: - un organe de commande actionné par le pilote de l'avion et associé à un capteur de position délivrant un signal électrique continu représentatif de l'angle de braquage de ladite surface aérodynamique de profondeur au sol et de l'assiette désirée pour l'avion en vol; - des moyens moteurs pour la commande de ladite surface aérodynamique de profondeur; et - des moyens de calcul montés entre ledit capteur de posi- tion et lesdits moyens moteurs, recevant ledit signal délivré par ledit capteur et délivrant un signal de commande pour lesdits moyens moteurs pour communiquer à ladite surface aérodynamique un mouvement tel que ladite surface aérodynamique, au sol, atteigne une position angulaire définie par la position dudit organe de commande ou tel que l'avion, en vol, atteigne une assiette corres- pondant à ladite assiette désirée, est remarquable en ce qu'il comporte: des moyens générateurs pour délivrer un signal électrique continu représentatif du taux de rotation réel dudit avion; et - des moyens atténuateurs pour atténuer, en cabrage, ledit signal de commande adressé par lesdits moyens de calcul auxdits moyens moteurs, lesdits moyens atténuateurs recevant ledit signal électrique représentatif dudit taux de rotation réel et exerçant une atténuation fonction de la valeur dudit signal électrique représentatif dudit taux de rotation réel. Ainsi, dans le système de commande de vol conforme à la présente invention, les taux de rotation élevés sont limités par lesdits moyens atténuateurs, de sorte qu'il n'est plus possible, lorsque l'avion est piloté normalement mais sans20 précaution particulière, que la queue de l'avion vienne toucher le sol et qu'il en résulte une réduction de la dispersion des taux de rotation élevés au décollage. La loi d'atténuation imposée par lesdits moyens atténuateurs peut être telle que l'atténuation croît avec le taux de25 rotation. Cependant, dans un mode préféré de réalisation, on fait en sorte que ladite atténuation croisse progressivement lorsque ledit taux de rotation réel croît de zéro jusqu'à un seuil dudit taux de rotation réel et soit constante au-delà dudit seuil. Les moyens générateurs du signal représentatif du taux de rotation réel peuvent être formés par un détecteur d'as- siette associé à un différentiateur, ou bien encore par la partie adéquate de la centrale inertielle de bord. De préférence, lesdits moyens atténuateurs comportent: - un premier générateur de fonction, recevant à son entrée ledit signal électrique représentatif dudit taux de rotation réel et délivrant à sa sortie un premier coeffi- cient k, dont la valeur, comprise entre 0 et 1, dépend de la valeur dudit taux de rotation réel; et - un premier multiplieur pour multiplier ledit signal de commande délivré par lesdits moyens de calcul avec ledit premier coefficient k, avant que ce signal de commande soit adressé auxdits moyens moteurs. Ainsi, l'atténuation dudit signal de commande provient de la valeur dudit premier coefficient multiplicateur k, infé- rieure à 1 (sauf lorsque le taux de rotation est nul) et fonction de la valeur dudit taux de rotation réel. Il est avantageux de prévoir des moyens interrupteurs ne rendant lesdits moyens atténuateurs actifs que pendant le décollage de l'avion. Ainsi, en vol, lesdits moyens atténua- teurs ne risquent pas d'interférer avec une éventuelle loi de pilotage en profondeur programmée, emmagasinée dans20 lesdits moyens de calcul. Par ailleurs, afin de ne pas entraver une éventuelle manoeu- vre d'accélération-arrêt susceptible d'interrompre le roulage au sol d'un avion en train de décoller, ledit système conforme à la présente invention peut comporter des25 moyens inhibant l'action desdits moyens atténuateurs dans le cas o, pendant le décollage, ledit organe de commande prendrait une position correspondant au piqué. Dans le cas o ledit organe de commande peut se déplacer de part et d'autre d'une position neutre, séparant la plage de30 débattement totale dudit organe de commande en une zone correspondant au cabrage et une zone correspondant au piqué, il est avantageux que lesdits moyens d'inhibition compor- tent: - un second générateur de fonction, recevant à son entrée ledit signal électrique représentatif de l'assiette désirée et délivrant à sa sortie un second coefficient g, dont la valeur, égale à 0 ou 1, dépend de ladite zone dans laquelle se trouve ledit organe de commande par rapport à ladite position neutre; et - un second multiplieur pour multiplier ledit signal repré- sentatif du taux de rotation réel délivré par lesdits moyens générateurs avec ledit second coefficient g, avant que ce dernier signal soit adressé auxdits moyens atté- nuateurs. Les figures du dessin annexé feront bien comprendre comment l'invention peut être réalisée. Sur ces figures, des réfé- rences identiques désignent des éléments semblables. La figure 1 donne le schéma synoptique du système conforme à la présente invention. La figure 2 est un diagramme donnant, en fonction du taux de rotation réel, la réponse des moyens atténuateurs du système conforme à la présente invention. La figure 3 est un diagramme donnant, en fonction du dépla- cement de l'organe de commande de l'avion, la réponse des moyens d'inhibition desdits moyens atténuateurs. Dans les développements ci-après, les signaux électriques représentatifs des différentes grandeurs sont désignés par les mêmes références ( d, dO/dt, p, dp/dt,...) que celles- ci. Le système, montré schématiquement sur la figure 1, est destiné à commander une ou plusieurs surfaces aérodynamiques 1 contrôlant en profondeur le pilotage d'un avion (non représenté). Ce système comporte, de façon connue: - un organe de commande 2, tel qu'un manche à balai, pouvant être actionné entre une butée à piquer 2a et une butée à cabrer 2b par le pilote ou le copilote de l'aéronef et associé à un capteur de position 3, par exemple de type potentiométrique, délivrant un signal électrique représen- tatif de la position p dudit organe de commande 2, c'est- à-dire d'une assiette Ed, désirée par ledit pilote pour l'aéronef; - un moteur ou vérin 4, destiné à la commande de ladite surface aérodynamique 1, afin de la faire pivoter autour de son axe d'articulation sur ledit aéronef, pour faire varier l'assiette dudit aéronef; et - des moyens de calcul 6, recevant les signaux dudit capteur de position 3 et destinés à commander le moteur ou le vérin 4 pour communiquer à ladite surface aérodynamique 1 un mouvement tel que ladite surface aérodynamique, au sol, atteigne une position angulaire définie par la position dudit organe de commande 2 ou tel que l'avion, en vol, atteigne une assiette correspondant à ladite assiette désirée. On voit donc que, dans le système de la figure 1: - le braquage de la surface aérodynamique 1, et donc l'as- siette de l'avion, sont directement proportionnels au déplacement p de l'organe de commande 2; et - la vitesse de variation du braquage de la surface aérody- namique 1, et donc le taux de rotation de l'avion, sont directement proportionnels à la commande p résultant du déplacement de l'organe de commande 2. Par ailleurs, on sait que, pour un avion déterminé, la portance est -sauf pour des valeurs d'incidence élevées-- directement proportionnelle à l'incidence. Or, au voisinage du sol et en première approximation, on peut admettre que l'incidence est directement liée à l'assiette. Aussi, au décollage, l'accroissement de portance est, en première approximation, directement proportionnel à l'accroissement d'assiette. Il en résulte donc qu'un pilote peut être tenté, lors d'un décollage, après avoir accéléré l'avion roulant sur le sol jusqu'à la vitesse d'initiation de décollage, de faire un décollage rapide en appliquant à l'organe de commande 2 un déplacement important (p est alors grand) dans le sens du10 cabrage, entraînant une vitesse de variation d'assiette importante, afin de faire croître rapidement la portance. Dans ce cas, l'augmentation d'assiette peut être si rapide que la queue de l'avion touche le sol, ce qui risque d'en- dommager ou même de détruire cet avion. Pour éviter cet inconvénient, le système montré par la figure 1 comporte, conformément à l'invention: - un générateur 7 susceptible de délivrer le taux de rota- tion réel dE/dt de l'avion. Le générateur 7 peut être constitué par un détecteur d'assiette associé à un diffé- rentiateur ou bien par la partie correspondante d'une centrale inertielle montée à bord de l'avion; - un générateur de fonction 8, recevant à son entrée le taux de rotation réel délivré par le générateur 7 et délivrant à sa sortie un coefficient k, dont la valeur, comprise entre 0 et 1, dépend de la valeur dudit taux de rotation. Sur la figure 2, on a représenté un exemple de fonction K, représentant le coefficient k en fonction du taux de rotation de/dt, celui-ci étant exprimé en degré par seconde; - un interrupteur commandé 9, dont l'entrée est reliée à la sortie du générateur de fonction 8. Il va de soi que, quoique représenté sous la forme d'un interrupteur à organe mobile pour une bonne compréhension, ledit inter- rupteur 9 peut être de type statique; - un dispositif 10 pour la commande de l'interrupteur 9, susceptible d'identifier la phase de décollage. Le dispo- sitif 10 peut être un détecteur du type de celui décrit dans la demande de brevet français no 93 05851 du 14 mai 1993, ou bien un simple circuit logique recevant des différents détecteurs de bord des informations sur le régime des moteurs, la vitesse de roulage, l'état du train d'atterrissage qui se trouve sorti et chargé, l'état des freins qui sont déverrouillés, l'état rétracté des inver- seurs de poussée, etc..., et susceptible de déterminer la phase de décollage à partir de ces informations; et - un multiplieur 11, interposé entre les moyens de calcul 6 et le moteur ou le vérin 4 et relié à la sortie de l'in- terrupteur commandé 9. En dehors de la phase de décollage (en vol), l'interrupteur 9 est commandé à l'ouverture, de sorte que la branche de circuit 7, 8, 9 et 10 n'a aucune action. Dans ce cas, une commande p réalisée par le pilote par actionnement de l'organe 2 engendre, par l'intermédiaire du capteur de20 position 3, un taux de rotation ded/dt désiré par le pilote et adressé aux moyens de calcul 6. A partir de ce taux de rotation dOd/dt, lesdits moyens de calcul 6 calculent les ordres à adresser au moteur ou vérin 4 pour que celui-ci actionne la gouverne 1, afin que l'avion atteigne ce taux de25 rotation désiré. Lesdits ordres sont transmis, à travers ledit multiplieur 11, qui est alors neutre vis-à- vis de la transmission. En revanche, pendant la phase de décollage, l'interrupteur est fermé et le multiplieur 11 reçoit alors le coefficient k30 engendré par le générateur de fonction 8. Par suite, les ordres de braquage élaborés par les moyens de calcul 6 (de la façon décrite ci-dessus) sont multipliés par le coeffi- cient k dans le multiplieur 11. En se reportant à la figure 2, on voit que: - si le taux de rotation réel dO/dt de l'avion est faible (par exemple inférieur à 1 degré par seconde), le coeffi- cient k est égal ou pratiquement égal à 1, de sorte que les ordres adressés au moteur ou vérin 4 sont ceux élabo- rés par les moyens de calcul 6 et que l'avion suivra le taux de rotation désiré, commandé par le pilote; - si le taux de rotation réel dO/dt de l'avion est élevé (par exemple supérieur à 5 degrés par seconde), le coeffi- cient k est très inférieur à 1 (par exemple égal à 0,6), de sorte que les ordres élaborés par les moyens de calcul 6 sont fortement atténués dans le multiplieur 11, avant d'être adressés au moteur ou vérin 4. Dans ce cas, l'avion sera obligé de suivre un taux de rotation très inférieur à celui commandé par le pilote; - si le taux de rotation réel de/dt de l'avion est moyen (par exemple de l'ordre de 2 degrés par seconde), le coefficient k est inférieur à 1, sans en être très éloi- gné, de sorte que l'avion est obligé de suivre un taux de rotation légèrement inférieur à celui commandé par le pilote. On voit donc que le système conforme à l'invention permet de moduler l'action du pilote au décollage en ce qui concerne le taux de rotation de l'avion, de sorte que:25 - on élimine le risque, lorsque l'avion est piloté normale- ment mais sans précaution particulière, que l'avion touche le sol de la queue; et - on réduit la dispersion des taux de rotation au décollage, ce qui permet de diminuer les vitesses opérationnelles de décollage et la longueur des pistes. La modulation de l'ordre à cabrer du pilote, dans le cas o le taux de rotation devient trop grand, est progressive pour ne pas gêner le pilotage naturel de l'avion et limitée pour que le pilote garde suffisamment d'autorité. On remarquera que le coefficient k n'est jamais nul (dans l'exemple de la figure 2, sa plus petite valeur est égale à 0,6), ce qui garantit au pilote un minimum d'autorité par l'actionnement de l'organe 2. Dans l'exemple de la figure 2, la fonction K est constituée de deux segments rectilignes consécutifs: - le premier segment, qui correspond à des valeurs du taux de rotation réel allant de 0 à un seuil L, par exemple égal à 5 degrés par seconde, fait décroître le coefficient k de la valeur 1 à la valeur 0,6; et - le second segment, qui correspond à des valeurs du taux de rotation réel supérieure au seuil L, maintient constant le coefficient k à la valeur 0,6, quelle que soit la valeur du taux de rotation réel. La courbe K montrée par la figure 2 n'est qu'un exemple de réalisation. En fonction du taux de rotation réel désiré et de l'avion concerné, la courbe K peut présenter une autre allure. Par exemple, elle peut être constituée d'une plura- lité (supérieure à 2) de segments rectilignes consécutifs. Comme on peut le voir sur la figure 1, le système conforme à la présente invention comporte de plus: - un autre générateur de fonction 12, recevant à son entrée l'assiette Od désirée par le pilote et délivrée par le capteur de position 3 et délivrant à sa sortie un coeffi- cient y, dont la valeur, égale à 0 ou 1, dépend du fait que l'organe d'actionnement 2 est commandé au piqué ou au cabrage. Sur la figure 3, on a représenté un exemple de fonction G, représentant le coefficient g. On y a supposé que l'organe d'actionnement 2 est un manche rotatif, dont l'amplitude de rotation, de part et d'autre de sa position neutre 0 est de 16 degrés. La plage de 0 à -16 degrés correspond au cabrage et au déplacement du manche 2 entre sa position neutre (illustrée sur la figure 1) et sa position extrême de cabrage, lorsqu'il arrive en appui contre la butée à cabrer 2b, tandis que la plage de 0 à +16 degrés correspond au piqué et au déplacement du manche 2 entre ladite position neutre et sa position extrême de piqué, lorsqu'il arrive en appui contre la butée à piquer 2a; et - un autre multiplieur 13, interposé entre le générateur 7 et le générateur de fonction 8 et relié à la sortie du générateur de fonction 12, afin d'effectuer le produit du taux de rotation réel de l'avion par le coefficient g. Le coefficient g étant égal à 1 sur la plage des valeurs de p correspondant au cabrage et à 0 sur la plage des valeurs de p correspondant au piqué, on voit que le produit g.dO/dt est égal à dO/dt pour les ordres à cabrer et à 0 pour les15 ordres à piquer. Ainsi, la branche de circuit 12,13 n'a aucune influence lorsque le manche 2 est en position à cabrer, mais inhibe la branche de circuit 7 à 11 lorsque le manche 2 est en posi- tion à piquer. On voit donc que si, pendant le roulage du décollage, le pilote est obligé de commander un arrêt brusque de l'avion (accélération-arrêt) accompagné du passage du manche 2 de la plage à cabrer à la plage à piquer, les moyens limiteurs d'assiette conformes à l'invention sont complètement inhi-25 bés. Comme le montre la figure 3, il est avantageux que la courbe G présente, pour la position neutre (p=0), un front légère- ment incliné plutôt qu'un front absolument raide. REVENDICATIONS 1. Système électrique pour la commande d'une surface aérody- namique de profondeur (1) d'un avion, du type comportant: - un organe de commande (2) actionné par le pilote de l'avion et associé à un capteur de position (3) délivrant un signal électrique continu représentatif de l'angle de braquage de ladite surface aérodynamique de profondeur au sol et de l'assiette désirée ( d) pour l'avion en vol; - des moyens moteurs (4) pour la commande de ladite surface aérodynamique de profondeur (1); et - des moyens de calcul (6) montés entre ledit capteur de position (3) et lesdits moyens moteurs (4), recevant ledit signal délivré par ledit capteur (3) et délivrant un signal de commande pour lesdits moyens moteurs (4) pour communiquer à ladite surface aérodynamique (1) un mouve- ment tel que ladite surface aérodynamique, au sol, attei- gne une position angulaire définie par la position dudit organe de commande ou tel que l'avion, en vol, atteigne une assiette correspondant à ladite assiette désirée, caractérisé en ce qu'il comporte: - des moyens générateurs (7) pour délivrer un signal élec- trique continu représentatif du taux de rotation réel dudit avion; et des moyens atténuateurs (8,11) pour atténuer, en cabrage, ledit signal de commande adressé par lesdits moyens de calcul (6) auxdits moyens moteurs (4), lesdits moyens atténuateurs recevant ledit signal électrique représenta- tif dudit taux de rotation réel et exerçant une atténua- tion fonction de la valeur dudit signal électrique repré- sentatif dudit taux de rotation réel. 2. Système selon la revendication 1, caractérisé en ce que ladite atténuation croît progressive- ment lorsque ledit taux de rotation réel croît de zéro jusqu'à un seuil (L) dudit taux de rotation réel et est constante au-delà dudit seuil (L). 3. Système selon l'une des revendications 1 ou 2, caractérisé en ce que lesdits moyens atténuateurs compor- tent: - un premier générateur de fonction (8), recevant à son entrée ledit signal électrique représentatif dudit taux de rotation réel et délivrant à sa sortie un premier coeffi- cient (k), dont la valeur, comprise entre 0 et 1, dépend de la valeur dudit taux de rotation réel; et - un premier multiplieur (11) pour multiplier ledit signal de commande adressé par lesdits moyens de calcul (6) avec ledit premier coefficient (k), avant que ce signal de commande soit adressé auxdits moyens moteurs (4). 4. Système selon l'une des revendications 1 à 3, caractérisé en ce qu'il comporte des moyens interrupteurs (9,10) ne rendant lesdits moyens atténuateurs actifs que pendant le décollage de l'avion. 5. Système selon l'une quelconque des revendications 3 ou 4, caractérisé en ce qu'il comporte des moyens (12,13) inhibant l'action desdits moyens atténuateurs (8,11) dans le cas o, pendant le décollage, ledit organe de commande (2) prendrait une position correspondant au piqué. 6. Système selon la revendication 5, dans lequel ledit organe de commande peut se déplacer de part et d'autre d'une position neutre, séparant la plage de débattement totale dudit organe de commande en une zone correspondant au cabrage et une zone correspondant au piqué, caractérisé en ce que lesdits moyens d'inhibition compor-30 tent: - un second générateur de fonction (12), recevant à son entrée ledit signal électrique représentatif de l'assiette désirée et délivrant à sa sortie un second coefficient (g), dont la valeur, égale à O ou 1, dépend de ladite zone dans laquelle se trouve ledit organe de commande par rapport à ladite position neutre; et - un second multiplieur (13) pour multiplier ledit signal représentatif du taux de rotation réel adressé par lesdits moyens générateurs (7) avec ledit second coefficient (g), avant que ce dernier signal soit adressé auxdits moyens atténuateurs (8,11).