FR 2756252 A1 19980529 FR 9614288 A 19961122 La présente invention concerne un système de commande de vol pour aéronef à voilure tournante, notamment pour un hélicoptère. On sait que, sur un hélicoptère dépourvu de tout système d'aide à la conduite du vol, comme par exemple un dispositif de conduite de vol électrique (CDVE) ou optique (CDVO) ou un pilote automatique, il existe une correspondance entre, d'une part, la position des organes de commande de vol, par exemple le levier de pas collectif, le manche de pas cyclique ou le palonnier, susceptibles d'être actionnés par un pilote de l'aéronef, et, d'autre part, la commande d'axe appliquée aux(x) rotor(s) de l'hélicoptère, en réponse à un actionnement d'au moins l'un desdits organes de commande de vol. Cette correspondance permet au pilote d'estimer notamment la part de commande restante sur chaque axe. Cette estimation est généralement utilisée par le pilote pour évaluer sa marge de manoeuvre. Au contraire, lorsque l'hélicoptère est muni d'un système d'aide à la conduite du vol du type précité, qui engendre une action au niveau de la stabilité de l'hélicoptère, de découplages ou de la tenue de paramètres de vol, comme les assiettes ou le cap, la correspondance précitée n'est plus réalisée, comme précisé ci-dessous. Ainsi, par exemple dans le cas d'un hélicoptère pourvu d'un pilote automatique, un vérin est généralement monté dans la timonerie de commande et reçoit des ordres dudit pilote automatique, qui s'ajoutent aux ordres représentatifs de la position des organes de commande de vol. Par conséquent, la position desdits organes de commande de vol n'est plus en correspondance directe avec la commande d'axe appliquée au(x) rotor(s). Cette dernière résulte en effet dans ce cas de la somme des ordres représentatifs de la position des organes de commande de vol et des ordres engendrés par ledit pilote automatique. On trouve une situation similaire sur un aéronef muni d'un dispositif de conduite de vol électrique (CDVE). Dans ce cas, un calculateur remplace la timonerie et le vérin précités et élabore un ordre global de commande d'axe, incluant les ordres des pilotes et des ordres d'aide au pilotage. L'évolution actuelle des systèmes de commande de vol tend à une amplification du problème précité, puisque, notamment pour des raisons de sécurité et de qualité du vol, les systèmes d'aide à la conduite du vol, tels que ceux précités, présentent une influence et un intérêt croissants de nos jours, nécessitant par suite une autorité croissante. I1 s'agit, en effet, de pouvoir gérer des autorités plus importantes que celles utilisées actuellement sur des appareils classiques. Aussi, pour permettre une restitution au pilote de l'aéronef de la marge de commande restante sur chacun des organes de commande de vol, deux solutions différentes ont été proposées a) afficher sur un système de visualisation des signes caractéristiques indiquant directement la marge de commande restante. Toutefois, cette solution n'est guère satisfaisante, notamment en ce qui concerne la sécurité, puisque dans le cas où le pilote a besoin de connaître avec précision les marges de commande restantes, son attention est généralement complètement mobilisée par le pilotage et, pour voir l'affichage, il est alors obligé de regarder à l'intérieur de la cabine de pilotage et d'écarter son attention du pilotage. De plus, cette solution nécessite un système de visualisation appro prié b) réaliser la restitution directement au niveau des organes de commande de vol, par l'intermédiaire de la génération de sensations tactiles, comme par exemple un durcissement d'effort ou la production de vibrations. Dans ce cas, la restitution n'est guère précise et elle peut de plus perturber le pilotage. Par conséquent, aucune des deux solutions connues précitées n'est satisfaisante. La présente invention a pour objet de remédier à ces inconvénients. Elle concerne un système de commande de vol pour aéronef à voilure tournante, notamment pour un hélicoptère, muni d'un système d'aide à la conduite du vol, ledit système de commande de vol permettant de réaliser, de façon simple et précise, une restitution au pilote des marges de commande restantes sur les différents organes de commande de vol, tout en prenant en compte l'aide au pilotage apportée par ledit système d'aide à la conduite du vol. A cet effet, selon l'invention, ledit système de commande de vol pour aéronef à voilure tournante, engendrant des ordres de commande pour au moins un rotor dudit aéronef, lesdits ordres de commande étant calculés à partir - de premiers ordres représentatifs de la position d'au moins un organe de commande de vol, susceptible d'être déplacé par un pilote dudit aéronef, entre des positions extrêmes ; et - de seconds ordres engendrés par un système d'aide à la conduite du vol, est remarquable en ce qu'il comporte un système de limitation associé audit système d'aide à la conduite du vol et destiné à limiter les valeurs d'au moins certains desdits seconds ordres, en fonction de la position dudit organe de commande de vol, de sorte que, notamment lorsque ledit organe de commande de vol est amené à proximité de l'une desdites positions extrêmes, lesdits ordres de commande correspondent essentiellement auxdits premiers ordres. Ainsi, grâce à l'invention, on adapte l'action du système d'aide à la conduite du vol à la position dudit organe de commande de vol de sorte que - le pilote peut connaître la marge de commande restante pour les positions de l'organe de commande de vol, pour lesquelles cette information est importante, à savoir essentiellement pour les positions proches desdites positions extrêmes ; et - l'aide au pilotage (c'est-à-dire lesdits seconds ordres) est prise en compte le plus possible, c'est-à-dire notam ment lorsque la marge de commande restante est suffisante pour ne pas devoir être restituée précisément au pilote. En outre, la solution préconisée par la présente invention permet d'informer le pilote sans le perturber dans le pilotage, et elle ne nécessite pas de système de visualisation spécifique, ce qui permet de l'appliquer à tout type d'aéronef à voilure tournante. De préférence, lesdits seconds ordres sont limités par des fonctions de limitation continues, engendrant une limitation minimale lorsque ledit organe de commande de vol est amené à proximité de sa position centrale, et une limitation maximale, lorsque ledit organe de commande de vol est amené à proximité de l'une de ses positions extrêmes. Afin d'optimiser l'efficacité de la présente invention, de façon avantageuse, au moins certaines desdites fonctions de limitation présentent des valeurs variables, dépendant de la valeur de paramètres, comme par exemple la vitesse angulaire de l'aéronef, susceptibles d'être mesurés sur l'aéronef. En outre, lorsque ledit système d'aide à la conduite du vol comporte une pluralité de moyens de calcul, dont chacun est destiné à calculer au moins l'un desdits seconds ordres, de façon avantageuse ledit système de limitation comporte une pluralité de moyens de limitation, dont au moins l'un est associé à chaque fois à l'un desdits moyens de calcul. Par ailleurs - dans le cas où l'aéronef est muni d'un pilote automatique, de préférence ledit système d'aide à la conduite du vol correspond audit pilote automatique de l'aéronef ; et - dans le cas où l'aéronef est muni d'un dispositif de conduite de vol, électrique ou optique, de préférence ledit système d'aide à la conduite du vol et ledit système de limitation sont intégrés dans ledit dispositif de conduite de vol. Les figures du dessin annexé feront bien comprendre comment l'invention peut être réalisée. Sur ces figures, des références identiques désignent des éléments semblables. La figure 1 est le schéma synoptique d'un système de commande de vol conforme à l'invention, monté sur un hélicoptère muni d'un dispositif de conduite de vol électrique. La figure 2 illustre schématiquement une partie relative à un seul axe de commande d'un système de commande de vol conforme à l'invention, monté sur un hélicoptère muni d'un système d'aide à la conduite du vol. La figure 3 est une figure semblable à la figure 2, mais dans le cas d'un hélicoptère muni d'un pilote automatique de type classique. La figure 4 illustre la courbe de limitation d'un premier moyen de limitation conforme à l'invention. La figure 5 illustre la courbe de limitation d'un second moyen de limitation conforme à l'invention. Le système de commande de vol d'un aéronef à voilure tournante, conforme à l'invention, est illustré à partir de modes de réalisation différents CDVE et SCV représentés sur les figures 1 à 3. Lesdits systèmes de commande de vol CDVE et SCV sont bien entendu montés à bord dudit aéronef à voilure tournante, en l'occurrence un hélicoptère He à piloter, bien que, pour des raisons de clarté du dessin, l'hélicoptère He soit représenté à petite échelle, extérieurement au système de commande de vol CDVE, sur la figure 1. Dans l'exemple représenté, l'hélicoptère He comporte un rotor principal RP destiné à assurer la sustentation et l'avance, ainsi qu'un rotor de queue RQ, destiné à assurer l'équilibre et la commande en lacet de l'hélicoptère He. L'exemple de réalisation du système de commande de vol pour hélicoptère, montré schématiquement sur la figure 1, comporte un dispositif de conduite de vol électrique CDVE recevant une pluralité d'informations et émettant des ordres de commande. A cet effet, dans l'exemple représenté, audit dispositif CDVE sont associés de façon connue - un levier de pas collectif LCo, associé à un transducteur TCo transformant les déplacements dudit levier en un signal électrique, adressé au dispositif CDVE par une liaison el - un manche de pas cyclique MCy, associé à un transducteur TCy transformant les déplacements dudit manche en un signal électrique, adressé au dispositif CDVE par une liaison e2 - un palonnier Pal, associé à un capteur de position TPal transformant les déplacements dudit palonnier en un signal électrique, adressé au dispositif CDVE par une liaison e3 - une pluralité de n capteurs C1 à Cn, montés à bord de l'hélicoptère et délivrant sous forme de signaux électri ques une pluralité d'informations sur les états dudit hélicoptère, telles que vitesse air, vitesses angulaires, accélérations angulaires, assiettes, facteurs de charge, etc ..., lesdites informations étant adressées au disposi tif CDVE par des liaisons El à En ; et - un mélangeur d'ordres MO recevant, par des liaisons Si à S4, les ordres de commande élaborés par le dispositif CDVE à partir des signaux adressés par les liaisons el à e3 et El à En, tel que précisé ci-dessous, et adressant des ordres de commande, par des liaisons sl à s3, aux servo commandes du rotor principal RP et, par la liaison s4, à la servocommande du rotor de queue RQ. Bien que représenté de façon indépendante sur la figure 1, pour des raisons de simplification du dessin, ledit mélangeur d'ordres MO est généralement intégré dans ledit dispositif de conduite de vol électrique CDVE. De façon connue, ledit dispositif de conduite de vol électrique CDVE détermine, à l'aide d'un algorithme intégré et illustré par un moyen de calcul CAL, les ordres de commande desdits rotors RP et RQ, en tenant compte à la fois - d'informations représentatives des positions respectives des organes de commande de vol précités, à savoir le levier de pas collectif LCo, le manche de pas cyclique MCy et le palonnier Pal, susceptibles d'être actionnés par un pilote de l'hélicoptère He ; et - d'informations délivrées par les capteurs C1 à Cn, relati ves à l'état dudit hélicoptère He. Ainsi formé, le dispositif CDVE constitue un système d'aide à la conduite du vol puisque, dans le calcul des ordres de commande, il tient compte, non seulement des ordres de pilotage engendrés par les pilotes, mais également de l'état effectif de l'hélicoptère et il détermine en conséquence des ordres de commande optimisés qui diffèrent des ordres donnés par les pilotes par l'intermédiaire des organes de commande de vol, et ceci notamment dans un but de stabilisation de l'hélicoptère He, ainsi que pour optimiser la tenue de paramètres, comme le cap par exemple (ou encore les assiettes, les vitesses, ...). Par conséquent, il n'existe pas une correspondance entre les positions desdits organes de commande de vol LCo, MCy et Pal et les commandes d'axe respectives appliquées aux rotors RP et RQ. Aussi, pour permettre au pilote d'estimer la marge de commande restante, sur chaque organe de commande de vol, le dispositif CDVE comporte, selon l'invention, un système de limitation SL1 intégré et associé audit moyen de calcul CAL, comme illustré par une liaison 1. Ledit système de limitation SL1 est destiné à limiter l'importance des informations calculées à partir des capteurs C1 à Cn et relatives à l'état de l'hélicoptère, dans les ordres de commande appliqués aux rotors RP et RQ, en fonction de la position des organes de commande de vol LCo, MCy et/ou Pal. Plus précisément - dans les zones de commande ou de déplacement desdits organes de commande de vol, pour lesquelles la connais sance des marges de commande d'axe restantes est impor tante, voire indispensable, au pilotage (c'est-à-dire essentiellement aux positions extrêmes desdits organes de commande de vol), on réalise une limitation maximale des ordres relatifs aux informations concernant l'état de l'hélicoptère de manière à obtenir une correspondance entre les positions desdits organes de commande de vol et les commandes d'axe respectives appliquées aux rotors ; au contraire - dans les autres zones de commande, et notamment dans les zones de commande où une aide au pilotage est nécessaire (en particulier pour les positions centrales des organes de commande de vol), on réalise une limitation minimale, c'est-à-dire qu'on tient compte le plus possible de l'aide au pilotage précité. Ainsi, grâce à l'invention, on réalise, chaque fois que nécessaire, une restitution précise et efficace des marges de commande restantes, tout en prenant en compte au maximum l'aide au pilotage apportée par ledit système d'aide à la conduite du vol. Dans le mode de réalisation représenté sur la figure 2, l'invention est appliquée à un hélicoptère, non pourvu d'un dispositif de conduite de vol, tel que le dispositif CDVE de la figure 1, et dont le système de commande de vol SCV est du type simplifié, tel que précisé ci-dessous. Ledit système de commande de vol SCV (représenté schématiquement et partiellement sur la figure 2) détermine de façon connue les ordres de commande, pour chacun des axes de commande des rotors RP et RQ de l'hélicoptère, à savoir respectivement pour le pilotage en pas collectif, roulis, lacet et tangage, à partir - de premiers ordres représentatifs de la position desdits organes de commande de vol. A cet effet, on a uniquement représenté sur la figure 2 la partie du système de com mande de vol SCV appliquée au pilotage en roulis et donc uniquement le manche de pas cyclique MCy susceptible d'être déplacé latéralement pour la commande du roulis. Bien entendu, les caractéristiques de l'invention préci sées ci-dessous pour le pilotage en roulis sont également valables pour le pilotage en pas collectif, lacet et tangage ; et - de seconds ordres engendrés par un système d'aide à la conduite de vol ACV, par exemple un pilote automatique, destiné notamment à stabiliser l'hélicoptère. Lesdits premiers et seconds ordres sont transmis, respectivement par l'intermédiaire de liaisons e2 et e2A, à un moyen de sommation 2 qui fait la somme desdits ordres et adresse le résultat par une liaison si aux servocommandes du rotor principal RP, commandant le roulis de l'hélicoptère He. De façon connue, le système ACV comporte des algorithmes intégrés et représentés sous forme de moyens de calcul F1 et F2, qui déterminent lesdits seconds ordres pour l'aide au pilotage, en fonction de mesures réalisées par des capteurs Ci, Ck et Cl et transmises par des liaisons, respectivement Ei, Ek et El. A cet effet, à titre d'exemple - le capteur Ci peut mesurer la vitesse angulaire de rou lis - le capteur Ck peut mesurer l'assiette de roulis effec tive ; et - le capteur Cl peut mesurer l'assiette de roulis de consi gne. Selon l'invention, dans ce cas, le système de limitation SL2 associé audit système ACV comporte des moyens de limitation L1 et L2 reliés respectivement, comme illustré par des liaisons 3 et 4, auxdits moyens de calcul F1 et F2 pour limiter les valeurs engendrées par ces moyens de calcul F1 et F2, en fonction de la position du manche de pas cyclique MCy. Pour ce faire, lesdits moyens de limitation L1 et L2 reçoivent un signal représentatif de la position dudit manche MCy par l'intermédiaire de la liaison e2 dédoublée en correspondance, tel que représenté sur la figure 2. Dans le mode de réalisation représenté sur la figure 3, l'invention est appliquée à un hélicoptère muni d'un pilote automatique ACV, de type classique. Dans ce cas, les premiers ordres ne sont pas engendrés de façon électrique comme dans l'exemple de la figure 2, mais de façon mécanique, par l'intermédiaire d'une timonerie Zi représentée en traits mixtes et établissant une liaison entre le manche de pas cyclique MCy et un vérin 2A, de type connu. En revanche, le pilote automatique ACV détermine les seconds ordres de manière semblable à l'exemple de la figure 2 et les transmet au vérin 2A par la liaison e2A. Selon l'invention, les moyens de limitation L1 et L2 peuvent par exemple présenter des courbes de limitation CL1 et CL2, comme celles représentées respectivement sur les figures 4 et 5, en fonction de la position P dudit manche de pas cyclique MCy. Sur ces figures 4 et 5, on a notamment indiqué la position centrale PO et les positions extrêmes P1 et P2 dudit manche MCy. Pour le moyen de limitation L2 illustré sur la figure 5, on peut voir que la courbe de limitation CL2 est doublement symétrique, à la fois par rapport à l'axe des abscisses et par rapport à l'axe des ordonnées. Dans ce cas, la limitation est - maximale aux positions extrêmes P1 et P2 du manche MCy de manière à annuler les ordres fournis par le moyen de calcul F2 pour ces positions extrêmes P1 et P2 ; et - minimale pour la position centrale PO, pour laquelle une valeur maximale +yl est admise pour les ordres fournis par ledit moyen de calcul F2. En revanche, la courbe de limitation CL1 (dont on a illustré des valeurs y2 à y7) du moyen de limitation L1, n'est pas symétrique, comme on peut le voir sur la figure 4. Dans ce cas, aux positions extrêmes P1 et P2 du manche MCy, la limitation qui est alors maximale accepte des ordres, de valeurs y4, y5 ou y6 non nulles. Pour les valeurs positives, la courbe CL1 présente trois segments successifs, se touchant respectivement pour des positions x3 et x2 du manche MCy. Les ordres déterminés par les moyens de calcul F1 et F2 et limités par les moyens de limitation L1 et L2 sont adressés respectivement par des liaisons 5 et 6, à un moyen de sommation 7 qui en fait la somme et transmet le résultat par l'intermédiaire de la liaison e2A au moyen de sommation 2 ou au vérin 2A, selon le mode de réalisation considéré. Les courbes de limitation CL1 et CL2 peuvent bien entendu présenter des valeurs fixes prédéfinies. Toutefois, dans un mode de réalisation particulièrement avantageux de l'invention, lesdites valeurs yl à y7 sont variables et dépendent de conditions de vol ou de l'état de l'hélicoptère. Ainsi, plus précisément, ces valeurs yl à y7 peuvent dépendre de la valeur effective d'un paramètre caractéristique, par exemple la vitesse longitudinale de l'hélicoptère He, susceptible d'être mesurée par un capteur Cj, la valeur mesurée étant transmise auxdits moyens de limitation L1 et L2 par une liaison Ej, comme représenté sur les figures 2 et 3. REVENDICATIONS 1. Système de commande de vol pour aéronef à voilure tournante, engendrant des ordres de commande pour au moins un rotor (RP, RQ) dudit aéronef (He), lesdits ordres de commande étant calculés à partir - de premiers ordres représentatifs de la position d'au moins un organe de commande de vol (LCo, MCy, Pal), susceptible d'être déplacé par un pilote dudit aéronef (He), entre des positions extrêmes (P1, P2) ; et - de seconds ordres engendrés par un système d'aide à la conduite du vol (CDVE, ACV), caractérisé en ce qu'il comporte un système de limitation (SL1, SL2) associé audit système d'aide à la conduite du vol (CDVE, ACV) et destiné à limiter les valeurs d'au moins certains desdits seconds ordres, en fonction de la position dudit organe de commande de vol (LCo, MCy, Pal), de sorte que, notamment lorsque ledit organe de commande de vol est amené à proximité de l'une desdites positions extrêmes (P1, P2), lesdits ordres de commande correspondent essentiellement auxdits premiers ordres. 2. Système de commande de vol selon la revendication 1, caractérisé en ce que lesdits seconds ordres sont limités par des fonctions de limitation continues (CL1, CL2), engendrant une limitation minimale (yl, y2, y7) lorsque ledit organe de commande de vol est amené à proximité de sa position centrale (PO), et une limitation maximale (y4, y5, y6), lorsque ledit organe de commande de vol est amené à proximité de l'une de ses positions extrêmes (P1, P2). 3. Système de commande de vol selon l'une des revendications 1 ou 2, lesdits seconds ordres étant limités par des fonctions de limitation (CL1, CL2), caractérisé en ce qu'au moins certaines desdites fonctions de limitation (CL1, CL2) présentent des valeurs variables, dépendant de la valeur de paramètres susceptibles d'être mesurés sur l'aéronef (He). 4. Système de commande de vol selon l'une quelconque des revendications 1 à 3, ledit système d'aide à la conduite du vol (ACV) comportant une pluralité de moyens de calcul (F1, F2), dont chacun est destiné à calculer au moins l'un desdits seconds ordres, caractérisé en ce que ledit système de limitation (SL2) comporte une pluralité de moyens de limitation (L1, L2), dont au moins l'un est associé à chaque fois à l'un desdits moyens de calcul (F1, F2). 5. Système de commande de vol pour un aéronef muni d'un pilote automatique (ACV), selon l'une quelconque des revendications l à 4, caractérisé en ce que ledit système d'aide à la conduite du vol correspond audit pilote automatique (ACV) de l'aéronef. 6. Système de commande de vol selon la revendication 5, caractérisé en ce que lesdits premiers ordres sont engendrés par un transducteur (TCy) associé audit organe de commande de vol (MCy) et transformant le déplacement dudit organe de commande de vol (MCy) en un signal électrique. 7. Système de commande de vol selon la revendication 5, caractérisé en ce que lesdits premiers ordres sont engendrés par l'intermédiaire d'une timonerie (Zi) et d'un vérin (2A) associés audit organe de commande de vol (MCy). 8. Système de commande de vol pour un aéronef muni d'un dispositif de conduite de vol (CDVE), selon l'une quelconque des revendications 1 à 4, caractérisé en ce que ledit système d'aide à la conduite du vol et ledit système de limitation (SL1) sont intégrés dans ledit dispositif de conduite de vol (CDVE). 9. Système de commande de vol pour un aéronef muni d'un levier de pas collectif, selon l'une quelconque des revendications 1 à 8, caractérisé en ce que ledit organe de commande de vol correspond audit levier de pas collectif (LCo) de l'aéronef (He). 10. Système de commande de vol pour un aéronef muni d'un manche de pas cyclique, selon l'une quelconque des revendications 1 à 8, caractérisé en ce que ledit organe de commande de vol correspond audit manche de pas cyclique (MCy) de l'aéronef (He). 11. Système de commande de vol pour un aéronef muni d'un palonnier, selon l'une quelconque des revendications 1 à 8, caractérisé en ce que ledit organe de commande de vol correspond audit palonnier (Pal) de l'aéronef (He).