FR 2771706 A1 19990604 FR 9715072 A 19971201 La présente invention concerne un dispositif de commande d'une surface aérodynamique d'équilibrage en tangage d'un hélicoptère. On sait qu'en vol stationnaire, l'équilibre en moment de tangage de l'hélicoptère par rapport à un point fixe fait intervenir deux composantes prépondérantes : le moment dû au poids de l'appareil et le moment dû au rotor principal d'avance et de sustentation qui, pour une masse donnée, est proportionnel au basculement du rotor par rapport au plan perpendiculaire au mât rotor. Ainsi, les variations de centrage de l'hélicoptère induisent des variations de l'assiette d'équilibre. On sait également que, lorsque l'hélicoptère est en vol de croisière, une autre composante de moment de tangage vient s'ajouter : le moment aérodynamique qui s'exerce sur la cellule. Pour un fuselage, cette composante est déstabilisante, c'est-à-dire que pour une variation d'incidence il apparaît un moment aérodynamique de tangage sur le fuselage qui tend à l'écarter de sa position d'équilibre. Cette composante instable a pour conséquence d'augmenter les variations d'assiette liées au centrage par rapport à celles qui existent en vol stationnaire. Ces variations d'assiette ont des conséquences négatives. Des assiettes trop à piquer augmentent considérablement la traînée de l'hélicoptère et réduisent en conséquence sa vitesse maximale. Elles conduisent également à un sentiment d'inconfort pour l'équipage et les passagers. Des assiettes trop à cabrer entraînent des moments élevés sur le mât et le moyeu du rotor principal, avec des conséquences sur les durées de vie de ces éléments. Pour améliorer l'équilibrage de l'hélicoptère en moment de tangage, il est connu d'agencer une surface aérodynamique d'équilibrage en tangage, placée vers l'arrière de l'appareil et compensant l'instabilité de moment de tangage du fuselage. Par conséquent, pour obtenir un empennage d'équilibrage efficace, sa configuration doit être définie de manière à gérer le compromis entre les deux contraintes précitées (performance/charges du moyeu) qui sont de plus contradictoires. En effet, pour optimiser la performance à vitesse élevée, il convient de former ladite surface aérodynamique de manière à obtenir une assiette proche de l'assiette nulle, ce qui est pénalisant pour les moments au centre du moyeu, pour qui il est souhaitable d'avoir une assiette à piquer élevée de manière à diminuer le battement longitudinal. De plus, le compromis obtenu doit être satisfaisant pour les différents cas de masse, d'altitude, de centrage et éventuellement de configuration aérodynamique externe, possibles. Une solution, pour essayer de satisfaire les conditions précitées, est d'augmenter l'efficacité dudit empennage, c'est-à-dire d'augmenter sa surface, de manière à réduire les effets des perturbations que sont les variations de masse et de centrage. Toutefois, une telle solution est limitée, notamment par certaines contraintes qui sont liées à la surface de l'empennage, à savoir en particulier - une contrainte dite de "bosse d'assiette", qui est due aux interactions entre le rotor et l'empennage aux basses vitesses et qui se traduit par un effet cabreur qui peut diminuer la visibilité en approche. Pour résoudre ce problème, il faut soit limiter la surface dudit empennage, soit braquer ce dernier, si cela est possible, de manière à réduire son incidence lors de ces interactions - une contrainte liée au couplage en montée/descente, qui dépend directement de la surface de l'empennage, dont l'incidence en vol oblique engendre une variation de moment de tangage important, et qui se traduit par des variations importantes de l'assiette et de la position du manche cyclique longitudinal ; et - des contraintes d'encombrement et de repliage de la poutre de queue pour un hélicoptère embarqué, par exemple. La présente invention a pour objet de remédier à ces inconvénients. Elle concerne un dispositif pour commander simplement et efficacement une surface aérodynamique ou un empennage d'un hélicoptère de manière à équilibrer ledit hélicoptère en tangage, tout en maîtrisant simultanément la performance de l'hélicoptère et les charges du moyeu du rotor principal, en s'affranchissant de l'effet des variations de centrage et en respectant les contraintes précitées nécessitant une limitation de la taille de ladite surface aérodynamique. A cet effet, selon l'invention, le dispositif de commande d'une surface aérodynamique d'équilibrage en tangage d'un hélicoptère, ladite surface aérodynamique étant commandable en orientation et engendrant une portance qui est susceptible de créer une action de tangage, et ledit hélicoptère comportant un rotor principal d'avance et de sustentation, dont le pas cyclique longitudinal des pales est susceptible d'être commandé, par l'intermédiaire d'une chaîne de commande en tangage, en fonction d'un ordre de commande en tangage de l'hélicoptère, est remarquable en ce qu'il comporte des moyens de commande associés à ladite chaîne de commande en tangage, pour commander ladite surface aérodynamique de sorte qu'elle engendre une portance qui est représentative d'au moins une partie d'un premier ordre de commande dépendant dudit ordre de commande en tangage, partie qui est susceptible d'être exécutée par ladite surface aérodynamique, et en ce que l'action combinée en tangage de ladite surface aérodynamique et dudit rotor principal est représentative dudit ordre de commande en tangage de l'hélicoptère. Ainsi, grâce à l'invention, on est en mesure de maîtriser l'assiette longitudinale de l'hélicoptère et donc la performance précitée, par la commande de ladite surface aerodynamique. Or, l'assiette longitudinale de l'hélicoptère est reliée de façon connue, à l'équilibre, au battement longitudinal (qui agit directement sur les charges du moyeu du rotor principal, comme indiqué précédemment), selon une relation indépendante du centrage. Donc, par la maîtrise de l'assiette longitudinale, on maîtrise également le battement longitudinal, indépendamment du centrage. Par conséquent, grâce à l'invention, on peut équilibrer efficacement l'hélicoptère, tout en maîtrisant le compromis précité performance/charges du moyeu, et ceci indépendamment du centrage. De plus, le dispositif conforme à l'invention n'entraîne pas de perturbation dans la commande en tangage de l'hélicoptère, puisque cette dernière qui est obtenue par l'action combinée du rotor principal et de la surface aérodynamique d'équilibrage, est bien représentative à tout instant de l'ordre de commande en tangage. En outre, de façon avantageuse, ledit premier ordre de commande est déterminé à partir de l'écart entre ledit ordre de commande en tangage et un ordre de consigne représentatif d'une commande de consigne dudit rotor principal, de sorte qu'à l'équilibre le rotor principal réalise ladite commande de consigne. Le concept inventif conforme à la présente invention peut être mis en oeuvre par deux types de solution différents. Plus précisément dans un premier type de solution, lesdits moyens de commande sont intégrés dans ladite chaîne de commande en tangage et commandent simultanément ladite surface aérody namique et ledit rotor principal. Par conséquent, le dispositif conforme à l'invention réalise dans ce cas à lui seul une double commande ; et dans un second type de solution, lesdits moyens de com mande sont ajoutés à ladite chaîne de commande en tangage et commandent uniquement ladite surface aérodynamique, ce qui évite de modifier la chaîne de commande en tangage. Ce dernier type de solution peut donc être appliqué à tout type d'hélicoptère, puisqu'il ne nécessite aucune modifi cation de ladite chaîne de commande. Bien entendu, différents modes de réalisation sont envisageables pour chacun des deux types de solution précités. En ce qui concerne ledit premier type de solution, dans un premier mode de réalisation appliqué à un hélicoptère, dont la chaîne de commande en tangage comprend une timonerie destinée à transmettre l'ordre de commande en tangage, de façon avantageuse, lesdits moyens de commande comportent un renvoi mécanique à double branche, intégré dans ladite timonerie et destiné à répartir le mouvement de la timonerie entre lesdites branches en vue de sa transmission, dont une première desdites branches est liée mécaniquement à un organe d'actionnement de la surface aérodynamique, commandant l'orientation de cette dernière, et dont la seconde branche est liée mécaniquement à un organe d'actionnement du rotor principal, commandant le pas cyclique longitudinal de ce dernier, la liaison mécanique entre ladite seconde branche et ledit organe d'actionnement du rotor principal étant contrainte élastiquement. Dans ce cas, de façon avantageuse, ladite contrainte élastique présente un point neutre réglable, qui est représentatif de ladite commande de consigne, ce qui permet de régler facilement cette dernière. En outre, le dispositif conforme à l'invention comporte, avantageusement, dans ce premier mode de réalisation - des moyens pour régler ledit point neutre, en fonction de paramètres caractéristiques ; et/ou - des butées réglables limitant le mouvement de la liaison mécanique entre la première branche du renvoi mécanique et l'organe d'actionnement de la surface aérodynamique et/ou - des moyens pour régler lesdites butées, en fonction de paramètres caractéristiques ; et/ou - un amortisseur relié à la liaison mécanique entre la première branche du renvoi mécanique et l'organe d'action nement de la surface aérodynamique. Par ailleurs, dans un second mode de réalisation, relatif au premier type de solution précité, de façon avantageuse, lesdits moyens de commande comportent une unité de calcul qui détermine, d'une part, un deuxième ordre de commande transmis à un organe d'actionnement de la surface aérodynamique, pour commander l'orientation de cette dernière et, d'autre part, un troisième ordre de commande transmis à un organe d'actionnement du rotor principal, pour commander le pas cyclique longitudinal de ce dernier. En outre, avantageusement, ladite unité de calcul réalise - une conversion entre lesdits ordres de commande respecti vement de ladite surface aérodynamique et dudit rotor principal, à l'aide d'un gain de conversion en efficacité en moment de tangage ; et/ou - un filtrage passe-bas dudit deuxième ordre de commande. De plus, de façon avantageuse, ledit dispositif de commande comporte des moyens pour mesurer l'angle de braquage de la surface aérodynamique, l'angle ainsi mesuré étant transmis à ladite unité de calcul pour déterminer ledit troisième ordre de commande. En variante, ledit troisième ordre de commande est déterminé à partir dudit deuxième ordre de commande. Par ailleurs, en ce qui concerne le second type de solution précité, pour lequel les moyens de commande ne sont pas intégrés dans la chaîne de commande en tangage, mais y sont simplement ajoutés, ces derniers comportent, dans un mode de réalisation particulièrement avantageux de l'invention - une unité de calcul, pour déterminer un ordre de commande en vitesse de la surface aérodynamique, à partir de l'écart entre l'ordre de commande en tangage et l'ordre de consigne ; et - des moyens pour actionner en vitesse ladite surface aérodynamique, en fonction de l'ordre de commande ainsi déterminé. Dans ce cas, de façon avantageuse, la conversion dudit écart qui correspond à un ordre de commande du pas cyclique longitudinal du rotor principal, en une valeur qui correspond à un ordre de commande de la surface aérodynamique, est réalisée à l'aide d'un gain de conversion en efficacité en moment de tangage. De plus, avantageusement, ladite unité de calcul détermine ledit ordre de commande en vitesse de la surface aérodynamique en réalisant successivement au moins une conversion, une intégration et un filtrage passe-bas de l'écart entre ledit ordre de commande en tangage et ledit ordre de consigne. Par ailleurs, le dispositif conforme à l'invention comporte avantageusement un moyen de calcul pour calculer ledit ordre de consigne, en fonction de paramètres caractéristiques, de préférence en fonction d'au moins certains des paramètres suivants : la température, la vitesse, le facteur de charge, l'altitude et la vitesse verticale de l'hélicoptère. 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 montre schématiquement un dispositif de commande conforme à l'invention, dans un premier mode de réalisation. La figure 2 montre schématiquement un dispositif de commande conforme à l'invention, dans un deuxième mode de réalisation. La figure 3 est le schéma synoptique d'une unité de calcul du dispositif de la figure 2. La figure 4 montre schématiquement un dispositif de commande conforme à l'invention, dans un troisième mode de réalisation. La figure 5 est le schéma synoptique d'une unité de calcul du dispositif de la figure 4. Le dispositif de commande conforme à l'invention et représenté schématiquement sur les figures 1, 2 et 4, respectivement dans trois modes de réalisation différents 1A, 1B et 1C, est destiné à commander une surface aérodynamique ou un empennage E représenté schématiquement sur la figure 1, d'un hélicoptère He. Ledit hélicoptère He comporte, de façon connue, notamment - un rotor principal R1 d'avance et de sustentation, dont le pas cyclique longitudinal engendrant la commande en tangage de l'hélicoptère He est susceptible d'être comman dé, au moyen d'une chaîne de commande en tangage 3A, 3B et 3C, par l'actionnement d'un manche cyclique longitudinal 2 par un pilote non représenté de l'hélicoptère He ; et - un rotor auxiliaire anticouple R2 destiné à contrecarrer le couple induit par ledit rotor principal R1. La présente invention est appliquée à un empennage E qui est commandable en orientation et qui est susceptible d'engendrer une portance créant une action de tangage de l'hélicoptère He et plus précisément une action de cabrage. L'objet du dispositif de commande 1A, 1B et 1C est principalement de commander ledit empennage E pour que son action de cabrage puisse s'opposer efficace ment au moment à piquer engendré par le rotor R1, notam ment à vitesse élevée ; et - de façon à obtenir un compromis "performance/charges du moyeu du rotor R1" satisfaisant et maîtrisé, indépendam ment des variations des conditions de chargement (masse et centrage) de l'hélicoptère He. Pour ce faire, selon l'invention, lesdits moyens de commande 1A, 1B, 1C, qui sont associés à ladite chaîne de commande en tangage respectivement 3A, 3B et 3C, sont formés de manière à commander ledit empennage E de sorte qu'il engendre une portance qui est représentative d'au moins une partie d'un premier ordre de commande, partie qui est susceptible d'être exécutée par ledit empennage E, ledit premier ordre de commande étant déterminé à partir de l'écart entre un ordre de commande en tangage de l'hélicoptère et un ordre de consigne représentatif d'une commande de consigne du pas cyclique longitudinal du rotor principal R1, tel que précisé ci-dessous, et de plus de sorte que l'action combinée en tangage de l'empennage E et dudit rotor R1 est représentative dudit ordre de commande en tangage de l'hélicoptère He. Ainsi, par la commande de l'empennage E conforme à l'invention et dépendant de l'ordre de commande en tangage, on est en mesure de recentrer à l'équilibre la commande en tangage du rotor R1 (ou la commande cyclique longitudinale) à une commande de consigne, qui peut être déterminée en fonction de paramètres caractéristiques adaptés à la configuration de vol considérée, comme on le verra ci-dessous, et qui garantit un équilibre longitudinal de l'hélicoptère, en ce qui concerne l'assiette longitudinale et le battement, qui est indépendant du centrage. Par conséquent, le dispositif de commande 1A, 1B, 1C permet de gérer simplement et efficacement le compromis "performance/charges du moyeu du rotor R1" précité. On décrit à présent successivement les trois modes de réalisation 1A, 1B et 1C du dispositif de commande conforme à l'invention, parmi lesquels les modes 1A et 1B sont intégrés respectivement dans les chaînes de commande en tangage 3A et 3B correspondantes et le mode 1C est simplement ajouté à la chaîne de commande en tangage 3C correspondante. Dans le mode de réalisation illustré sur la figure 1, l'invention est appliquée à un hélicoptère He représenté schématiquement à échelle réduite pour des raisons de clarté du dessin, dont la chaîne de commande en tangage 3A (ou chaîne de commande du pas cyclique longitudinal) comprend une timonerie commandée par l'actionnement du manche cyclique 2 par un pilote non représenté dudit hélicoptère He, comme indiqué par une flèche 4. De façon connue, ladite timonerie 3A est reliée à au moins un organe d'actionnement non représenté du pas cyclique longitudinal des pales du rotor R1, pour lui transmettre l'ordre de commande en tangage de l'hélicoptère He, engendré par l'actionnement dudit manche cyclique longitudinal 2. Pour obtenir les caractéristiques et les avantages recherchés, ledit dispositif 1A comporte des moyens de commande qui comprennent notamment un renvoi mécanique 5. Ce dernier, qui comporte deux branches 5A et 5B, est articulé en son centre 5C à une branche GA d'un autre renvoi mécanique 6, dont l'autre branche 6B est articulée à une biellette 7 et qui est relié en son centre 6C à la structure S de l'hélicoptère He. La branche 5A est reliée à une biellette 8 susceptible de commander un organe d'actionnement non représenté de l'em- pennage E, comme illustré par une flèche F1. Quant à la branche 5B du renvoi mécanique 5, elle est reliée à une biellette 9 susceptible de commander l'organe d'actionnement du pas cyclique longitudinal des pales du rotor R1, comme illustré par une flèche F2. En outre, la biellette 9 est liée à un ressort 10, dont le point neutre peut être réglé, comme illustré par une double flèche A et précisé ci-dessous, et correspond au pas cyclique (longitudinal) de consigne du rotor R1. Selon l'invention, le dispositif 1A conforme à l'invention comporte également des butées 11, 12 qui sont réglables, comme illustré par une double flèche B, et qui sont, par exemple, associées à la biellette 8. Ledit dispositif 1A comporte de plus un moyen 13 pour régler ledit point neutre du ressort 10 et lesdites butées 11 et 12, comme indiqué respectivement par des flèches 14 et 15, notamment en fonction de la vitesse de l'hélicoptère He, ainsi que de son facteur de charge et de la densité, c'està-dire en fonction de paramètres représentatifs de la configuration de vol considérée. En outre, le dispositif 1A comporte un amortisseur 16 monté en parallèle sur la commande de l'empennage E. Cet amortisseur 16 est optionnel et il n'est pas nécessaire si les butées 11 et 12 ne laissent pas de jeu. Aussi, à un actionnement du manche cyclique 2 est associée une résistance dans les deux branches 5B et 5A du renvoi 5 l'une engendrée par le ressort 10 et l'autre par l'amortisseur 16. En choisissant des caractéristiques techniques appropriées dudit ressort 10 et dudit amortisseur 16, le dispositif 1A permet que la commande soit transmise d'abord au rotor R1 et qu'il existe ensuite un transfert lent de la commande du rotor R1 vers l'empennage E. On obtient ainsi un système filtrant qui permet de réaliser la commande en fréquences élevées directement par le rotor R1 et d'obtenir l'équilibre (fréquences basses) en ramenant la commande cyclique du rotor R1 à ladite valeur de consigne. De plus, la longueur des branches 5A et 5B du renvoi mécanique 5 peut être modifiée et permet d'ajuster les sensibilités respectives du rotor R1 et de l'empennage E. On suppose qu'aucun effort ne remonte de l'empennage E ou du rotor R1 (par l'emploi de servo-commandes par exemple). La répartition de la commande du manche cyclique 2 entre l'empennage E et le rotor R1 se fait donc en fonction de l'équilibre en moment du renvoi mécanique 5. Ce dispositif 1A très simple permet donc d'atteindre les objectifs précités recherchés. On notera de plus que - à grande vitesse, l'empennage E présente toute l'efficaci té nécessaire. I1 assure l'équilibre recherché de l'héli coptère He, le rotor principal R1 réalisant ladite com mande de consigne du pas cyclique longitudinal ; et - à faible vitesse, l'efficacité de l'empennage E est presque nulle. Aussi, pour éviter d'obtenir une plage de commande morte à très faible vitesse, pour laquelle un actionnement de la timonerie 3A entraîne un déplacement de l'empennage E d'une de ses butées 11, 12 à l'autre sans commander le rotor R1, il est possible selon l'invention d'imposer un angle de braquage unique non modifiable à l'empennage E à basse vitesse, en amenant les butées 11, 12 à une position immobilisant la biellette 8 et donc ledit empennage E. Par ailleurs, comme on peut le voir sur la figure 2, le second mode de réalisation 1B de l'invention comporte des moyens de commande qui comprennent notamment une unité de calcul 18 qui détermine - un ordre de commande 8c transmis à un organe d'actionne ment non représenté de l'empennage E, pour commander l'orientation ou le braquage de ce dernier, comme indiqué par la flèche F1 ; et - un ordre de commande Oc transmis à un organe d'actionne ment non représenté du pas cyclique du rotor R1, pour commander ce dernier, comme indiqué par la flèche F2, de sorte que l'action combinée en tangage dudit empennage E et dudit rotor R1 est représentative de l'ordre de com mande en tangage de l'hélicoptère He. Bien entendu, ledit ordre de commande en tangage peut être obtenu directement par l'actionnement du manche cyclique 2 de l'hélicoptère He, comme dans le premier mode de réalisation 1A décrit précédemment. Toutefois, ce second mode de réalisation 1B de l'invention s'applique particulièrement bien à un hélicoptère He comportant une unité de calcul 19, par exemple d'un système de commande de vol électrique, qui détermine l'ordre de commande en tangage, à partir d'informations reçues par l'intermédiaire d'une liaison 20 et représentatives de l'actionnement du manche cyclique 2, et qui transmet cet ordre de commande en tangage par l'intermédiaire d'une liaison 21 à l'unité de calcul 18. Bien entendu, l'unité de calcul 18 représentée de façon indépendante sur la figure 2 peut également être intégrée dans l'unité de calcul 19. Ladite unité de calcul 18 comporte, tel que représenté sur la figure 3 - une première chaîne de calcul 18A pour déterminer ledit ordre de commande dc ; et - une seconde chaîne de calcul 18B pour déterminer ledit ordre de commande ec. Ladite première chaîne de calcul 18A comprend successivement - un moyen de calcul 23 pour déterminer à l'aide d'un modèle statique cyclique un ordre de consigne, par exemple à partir de valeurs caractéristiques de l'hélicoptère He, telles que sa vitesse effective, son altitude et/ou sa vitesse verticale. Ledit ordre de consigne est, par définition, représentatif d'une commande de consigne du pas cyclique longitudinal du rotor R1 ; - un soustracteur 24 pour calculer l'écart entre ledit ordre de consigne et l'ordre de commande en tangage reçu par la liaison 21 - un moyen de calcul 25 pour convertir ledit écart qui correspond à un ordre de commande du pas cyclique longitu dinal du rotor R1, en un ordre équivalent de commande de l'empennage E. Cette conversion est réalisée en multi pliant ledit écart par un gain de conversion en efficacité en moment de tangage, de type connu - un filtre passe-bas 26 qui filtre l'ordre ainsi calculé, puisque l'empennage E ne réalise qu'une fonction stati que ; et - un moyen de calcul 27 pour limiter l'ordre à transmettre à l'empennage E à la valeur 6c susceptible d'être exécutée par ledit empennage E. Quant à la chaîne de calcul 18B, elle comprend - un moyen de calcul 29 pour convertir une valeur mesurée et précisée ci-dessous de l'angle de braquage de l'empennage E en un ordre de commande corrigé du rotor R1. Cette conversion est réalisée en divisant ladite valeur mesurée par le gain précité de conversion en efficacité en moment de tangage ; et - un soustracteur 30 qui soustrait ledit ordre de commande corrigé de l'ordre de commande en tangage de manière à obtenir l'ordre Oc transmis au rotor R1. Le dispositif lB conforme à l'invention comporte en outre un moyen de mesure 31 relié par une liaison 32 au moyen de calcul 29, pour mesurer l'angle de braquage de l'empennage E. Dans une variante non représentée, au lieu d'utiliser la mesure du capteur de position 31, on utilise la consigne de position élaborée par le moyen de calcul 27, en prévoyant à cet effet une liaison entre les moyens de calcul 27 et 29. Ce dispositif 1B assure donc également à l'équilibre la répartition de commande recherchée entre l'empennage E et le rotor R1. Ledit dispositif 1B présente, de plus, les avantages suivants a) il est transparent pour la commande en amont, c'est-à dire que l'action de l'empennage E ne modifie pas les sensations en amont de la chaîne de commande en tangage 3B. L'efficacité globale reste identique au cas où l'empennage E n'est pas actif. Par conséquent, ledit dispositif 1B ne nécessite pas de modifications ou réglages des lois de pilotage situées en amont b) l'action de l'empennage E n'engendre pas de perturbation dans la chaîne de commande 3B c) le modèle statique utilisé par le moyen de calcul 23 pour déterminer l'ordre de consigne est défini de préférence pour gérer le compromis précité"performance/charges du moyeu du rotor R1", mais il peut également être défini pour réaliser un autre objectif, tel que par exemple le maintien de l'assiette d'équilibre nul pour tout les cas de vol possibles ; et d) le dispositif 1B réalise, par principe, le découplage statique entre la vitesse verticale et l'assiette longi tudinale, ce qui permet notamment d'éviter le décrochage de l'empennage E en vol oblique à vitesse verticale élevée. Par ailleurs, le troisième mode de réalisation 1C du dispositif conforme à l'invention et représenté sur les figures 4 et 5 est également appliqué à un hélicoptère He comportant une unité de calcul, du type de l'unité de calcul 19 du mode de réalisation 1B. Toutefois, le dispositif de commande 1C peut être appliqué, aussi bien à une chaîne de commande en tangage 3C du type électrique, qu'à une chaîne du type mécanique. Comme indiqué précédemment, dans ce troisième mode de réalisation, le dispositif de commande 1C n'est pas intégré dans ladite chaîne de commande en tangage 3C correspondante, comme cela est le cas pour les dispositifs 1A et lB, mais il y est simplement ajouté, tel que représenté sur la figure 4. Selon l'invention, ledit dispositif de commande 1C comporte une unité de calcul 34 qui est représentée de façon indépendante sur la figure 4, mais qui peut également être intégrée dans l'unité de calcul 19. Ladite unité de calcul 34 comporte selon l'invention, tel que représenté sur la figure 5 - le moyen de calcul 23 précité du mode de réalisation 1B de la figure 3, pour déterminer l'ordre de consigne - le soustracteur 24 qui soustrait ledit ordre de consigne de l'ordre de commande en tangage reçu par une liaison 35 reliée à la liaison 21 et détermine donc l'écart précité - le moyen de calcul 25 pour convertir ledit écart qui correspond à un ordre de commande du rotor R1, en un ordre équivalent de commande en position de l'empennage E. Cette conversion est réalisée en multipliant ledit écart par le gain de conversion en efficacité en moment de tangage précité - un intégrateur 36 qui calcule, à partir de cet ordre de commande en position, un ordre de commande correspondant en vitesse de l'empennage E - un filtre passe-bas 37 qui filtre l'ordre de commande en vitesse ainsi calculé, puisque ledit empennage E ne réalise qu'une fonction statique ; et - un moyen de calcul 38 qui limite ledit ordre à la valeur susceptible d'être exécutée par ledit empennage E et transmise à ce dernier, comme illustré par la flèche F1. Ledit dispositif lC assure donc à l'équilibre à vitesse élevée la répartition de commande recherchée entre l'empennage E et le rotor R1, en amenant ce dernier à la commande de consigne. Ledit dispositif 1C présente, de plus, les mêmes avantages c) et d) (précités) que le dispositif 1B. Par ailleurs, comme il n'est pas intégré dans la chaîne de commande en tangage 3C mais y est ajouté, sans avoir à modifier ladite chaîne, ledit dispositif de commande 1C peut être appliqué à tout type d'hélicoptère, et ceci quel que soit son système de commande de vol (électrique ou mécanique). Ce dispositif 1C étant indépendant de la commande cyclique, la position du manche représente, dans ce cas, le pas cyclique appliqué au rotor principal. L'empennage peut aussi être utilisé pour répondre aux exigences de stabilité statique longitudinale (position du manche croissant avec la vitesse autour du point d'équilibre) des réglements aéronautiques actuels "FAR" ou "JAR". Il suffit pour cela que la consigne élaborée par le moyen de calcul 23 soit croissante avec la vitesse. REVENDICATIONS 1. Dispositif de commande d'une surface aérodynamique (E) d'équilibrage en tangage d'un hélicoptère (He), ladite surface aérodynamique (E) étant commandable en orientation et engendrant une portance qui est susceptible de créer une action de tangage, et ledit hélicoptère (He) comportant un rotor principal (R1) d'avance et de sustentation, dont le pas cyclique longitudinal des pales est susceptible d'être commandé, par l'intermédiaire d'une chaîne de commande en tangage (3A, 3B, 3C), en fonction d'un ordre de commande en tangage de l'hélicoptère (He), caractérisé en ce qu'il comporte des moyens de commande (1A, 1B, 1C) associés à ladite chaîne de commande en tangage (3A, 3B, 3C), pour commander ladite surface aérodynamique (E) de sorte qu'elle engendre une portance qui est représentative d'au moins une partie d'un premier ordre de commande dépendant dudit ordre de commande en tangage, partie qui est susceptible d'être exécutée par ladite surface aérodynamique (E), et en ce que l'action combinée en tangage de ladite surface aérodynamique (E) et dudit rotor principal (R1) est représentative dudit ordre de commande en tangage de l'hélicoptère (He). 2. Dispositif selon la revendication 1, caractérisé en ce que ledit premier ordre de commande est déterminé à partir de l'écart entre ledit ordre de commande en tangage et un ordre de consigne représentatif d'une commande de consigne dudit rotor principal (Rl). 3. Dispositif selon l'une des revendications 1 et 2, caractérisé en ce que lesdits moyens de commande (1A, 1B) sont intégrés dans ladite chaîne de commande en tangage (3A, 3B) et commandent simultanément ladite surface aérodynamique (E) et ledit rotor principal (R1). 4. Dispositif selon la revendication 3, ladite chaîne de commande en tangage (3A) comprenant une timonerie destinée à transmettre l'ordre de commande en tangage, caractérisé en ce que lesdits moyens de commande (1A) comportent un renvoi mécanique (5) à double branche (5A, 5B), intégré dans ladite timonerie (3A) et destiné à répartir le mouvement de la timonerie (3A) entre lesdites branches (5A, 5B) en vue de sa transmission, dont une première (5A) desdites branches est liée mécaniquement à un organe d'actionnement de la surface aérodynamique (E), commandant l'orientation de cette dernière, et dont la seconde branche (5B) est liée mécaniquement à un organe d'actionnement du rotor principal (R1), commandant le pas cyclique longitudinal de ce dernier, la liaison mécanique (9) entre ladite seconde branche (5B) et ledit organe d'actionnement du rotor principal (R1) étant contrainte élastiquement. 5. Dispositif selon la revendication 4, caractérisé en ce que ladite contrainte élastique (10) présente un point neutre réglable, qui est représentatif de ladite commande de consigne. 6. Dispositif selon la revendication 5, caractérisé en ce qu'il comporte des moyens (13) pour régler ledit point neutre, en fonction de paramètres caracteristiques. 7. Dispositif selon l'une quelconque des revendications 4 à 6, caractérisé en ce qu'il comporte des butées réglables (11, 12) limitant le mouvement de la liaison mécanique (8) entre la première branche (5A) du renvoi mécanique (5) et l'organe d'actionnement de la surface aérodynamique (E). 8. Dispositif selon la revendication 7, caractérisé en ce qu'il comporte des moyens (13) pour régler lesdites butées (11, 12), en fonction de paramètres caractéristiques. 9. Dispositif selon l'une quelconque des revendications 4 à 8, caractérisé en ce qu'il comporte un amortisseur (16) relié à la liaison mécanique t8) entre la première branche (5A) du renvoi mécanique t5) et l'organe d'actionnement de la surface aérodynamique (E). 10. Dispositif selon la revendication 3, caractérisé en ce que lesdits moyens de commande (1B) comportent une unité de calcul (18) qui détermine, d'une part, un deuxième ordre de commande transmis à un organe d'actionnement de la surface aérodynamique (E), pour commander l'orientation de cette dernière et, d'autre part, un troisième ordre de commande transmis à un organe d'actionnement du rotor principal (R1), pour commander le pas cyclique longitudinal de ce dernier. 11. Dispositif selon la revendication 10, caractérisé en ce que ladite unité de calcul (18) réalise une conversion entre lesdits ordres de commande respectivement de ladite surface aérodynamique (E) et dudit rotor principal (R1), à l'aide d'un gain de conversion en efficacité en moment de tangage. 12. Dispositif selon l'une des revendications 10 et 11, caractérisé en ce que ladite unité de calcul (18) réalise un filtrage passe-bas dudit deuxième ordre de commande. 13. Dispositif selon l'une quelconque des revendications 10 à 12, caractérisé en ce qu'il comporte des moyens (31) pour mesurer l'angle de braquage de la surface aérodynamique (E), l'angle ainsi mesuré étant transmis à ladite unité de calcul (18) pour déterminer ledit troisième ordre de commande. 14. Dispositif selon l'une quelconque des revendications 10 à 12, caractérisé en ce que ladite unité de calcul (18) détermine ledit troisième ordre de commande à partir dudit deuxième ordre de commande. 15. Dispositif selon la revendication 2, caractérisé en ce que lesdits moyens de commande (1C) sont ajoutés à ladite chaîne de commande en tangage (3C) et commandent uniquement ladite surface aérodynamique (E). 16. Dispositif selon la revendication 15, caractérisé en ce que lesdits moyens de commande (1C) comportent - une unité de calcul (34), pour déterminer un ordre de commande en vitesse de la surface aérodynamique (E), à partir de l'écart entre l'ordre de commande en tangage et l'ordre de consigne ; et - des moyens pour actionner en vitesse ladite surface aérodynamique (E), en fonction de l'ordre de commande ainsi déterminé. 17. Dispositif selon la revendication 16, caractérisé en ce que la conversion dudit écart qui correspond à un ordre de commande du pas cyclique longitudinal du rotor principal (R1), en une valeur qui correspond à un ordre de commande de la surface aérodynamique (E), est réalisée à l'aide d'un gain de conversion en efficacité en moment de tangage. 18. Dispositif selon l'une des revendications 16 et 17, caractérisé en ce que ladite unité de calcul (34) détermine ledit ordre de commande en vitesse de la surface aérodynamique (E) en réalisant successivement au moins une conversion, une intégration et un filtrage passe-bas de l'écart entre ledit ordre de commande en tangage et ledit ordre de consigne. 19. Dispositif selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce qu'il comporte un moyen de calcul (23) pour calculer ledit ordre de consigne, en fonction de paramètres caractéristiques. 20. Dispositif selon l'une quelconque des revendications 6, 8 et 19, caractérisé en ce que lesdits paramètres caractéristiques sont au moins certains des paramètres suivants : la température, la vitesse, le facteur de charge, l'altitude et la vitesse verticale de l'hélicoptère (He). 21. Hélicoptère, caractérisé en ce qu'il comporte le dispositif (1A, 1B, 1C) spécifié sous l'une quelconque des revendications 1 à 20.