FR 2908107 A1 20080509 FR 0609655 A 20061106 1 La présente invention concerne un procédé et un dispositif pour estimer les forces qui s'exercent sur au moins une surface de contrôle d'un aéronef, en particulier d'un avion de transport. Dans le cadre de la présente invention, on considère que ladite surface de contrôle est une surface aérodynamique mobile, appelée gouverne (telle qu'un aileron ou un spoiler par exemple), qui est susceptible d'être actionnée par au moins un actionneur associé, lors d'un vol de l'aéronef, de manière à agir sur le comportement dudit aéronef en vol. Bien que non exclusivement, la présente invention s'applique plus particulièrement à l'activation d'une double pressurisation précisée ci-dessous d'une gouverne d'aéronef ou à la détection (également précisée ci-dessous) de pannes oscillatoires dans des systèmes de commande de vol. En particulier, pour améliorer la capacité de contrôle de l'aéronef, ainsi que la sécurité du vol, il peut être nécessaire de connaître de façon précise les différentes forces qui s'exercent sur au moins une surface de contrôle dudit aéronef, telle qu'une gouverne (de direction ou de profondeur) par exemple. La présente invention concerne un procédé permettant d'estimer, de façon précise et à coût réduit, les forces qui s'exercent lors du vol d'un aéronef sur au moins l'une de ses surfaces de contrôle, ladite surface de contrôle étant susceptible d'être actionnée de façon usuelle par au moins un actionneur. A cet effet, selon l'invention, ledit procédé est remarquable en ce que l'on réalise automatiquement la suite d'étapes successives suivante : 2908107 2 a) on engendre les valeurs courantes de données relatives à l'aéronef et à son vol, en particulier des données qui traduisent l'attitude, la géométrie, la vitesse et/ou la trajectoire de l'aéronef ; b) on détermine la valeur d'un bras de levier de l'actionneur de la surface 5 de contrôle considérée, à partir de la valeur courante du braquage de cette surface de contrôle et de caractéristiques géométriques de cette dernière ; c) à l'aide desdites valeurs courantes, on calcule au moins certains des moments de charnière suivants, susceptibles d'être engendrés sur la 10 surface de contrôle : cl) un moment de charnière aérodynamique qui dépend des valeurs courantes de la pression dynamique, de l'incidence locale de la sur-face de contrôle, et du braquage de ladite surface de contrôle, ainsi que le cas échéant du braquage d'un support mobile de la surface 15 de contrôle ; c2) un moment de charnière engendré par la masse de la surface de contrôle, qui dépend de la valeur courante du facteur de charge et de la distance entre un axe de moment et le centre de gravité de la-dite surface de contrôle, ainsi que de la masse de ladite surface de 20 contrôle ; et c3) un moment de charnière interne précisé ci-dessous ; d) on fait la somme des différents moments de charnière calculés à l'étape c) ; et e) on divise la somme obtenue à l'étape d) par la valeur du bras de levier, 25 déterminée à l'étape b), de manière à obtenir une estimation des forces qui s'exercent sur ladite surface de contrôle. Ainsi, grâce à l'invention, on obtient une estimation particulière-ment précise des différentes forces qui s'exercent sur une surface de contrôle d'un aéronef. De plus, cette estimation des forces est susceptible 2908107 3 d'être réalisée en temps réel, ce qui permet d'améliorer la capacité de contrôle et la sécurité de l'aéronef. En outre, comme précisé ci-dessous, la mise en oeuvre du procédé conforme à la présente invention ne nécessite pas de capteur ou de jauge 5 spécifique, puisqu'il utilise les valeurs courantes de données qui sont généralement déjà présentes sur l'aéronef. Aussi, la mise en oeuvre de la présente invention n'a aucun impact négatif sur la masse et, de plus, elle présente un coût réduit. De façon avantageuse, à l'étape b), on détermine ladite valeur B.e 10 du bras de levier, à l'aide de l'expression suivante : BI = R. sin (acos [(R ù L. cos (BO + Sx)) / jLZ + R2 ù 2.L.R. cos (BO + Sx) ], dans laquelle : Sx est la valeur courante du braquage de la surface de contrôle; R représente la distance entre une ligne de charnière et un point d'atta- 15 che d'une tige de l'actionneur à la surface de contrôle ; L représente la distance entre un point d'attache de l'actionneur à une structure de l'aéronef et ladite ligne de charnière ; et BO représente l'angle entre les segments définissant les distances R et L, lorsque la surface de contrôle n'est pas braquée. 20 En outre, avantageusement, à l'étape c1), on détermine le moment de charnière aérodynamique M1, à l'aide de l'expression suivante : M1 =Pdyn.VSx.Ki.(bO+b1.i8x+b2.ASx+b3.Sx+ANL) dans laquelle : û Pdyn est la valeur courante de la pression dynamique ; 25 û iSx est la valeur courante de l'incidence locale de la surface de contrôle ; û Sx est la valeur courante du braquage de la surface de contrôle ; û VSx est un volume de référence de la surface de contrôle ; 2908107 21. - Ki, ANL, b0, 131, b2 et b3 sont des coefficients ; et ù 08x est la valeur courante du braquage d'un support mobile de la sur-face de contrôle. De plus, avantageusement, à l'étape c2), on détermine le moment 5 de charnière M2 engendré par la masse de la surface de contrôle, à l'aide de l'expression suivante : M2= n .m8x.d8x.g dans laquelle : ù F q est la valeur courante du facteur de charge ; 10 ù m8x est la masse de la surface de contrôle ; ù ex représente la distance entre un axe de moment et le centre de gravité de la surface de contrôle ; et ù g est l'accélération gravitationnelle. En outre, de façon avantageuse, à l'étape c3), on détermine le 15 moment de charnière interne M3, à l'aide de l'expression suivante : M3 = Ka.v2.B.e dans laquelle : Ka est un coefficient d'amortissement d'un actionneur auxiliaire de la surface de contrôle ; 20 v est la vitesse de la tige de cet actionneur auxiliaire ; et - Bt est le bras de levier. Ce moment de charnière interne illustre le frottement de l'actionneur auxiliaire en mode amorti, lorsque la surface de contrôle est susceptible d'être actionnée par deux actionneurs montés en parallèle (et appelés 25 respectivement actionneur et actionneur auxiliaire ci-dessus). Pour faciliter la mise en oeuvre du procédé conforme à l'invention, de façon avantageuse, à l'étape c), on calcule, parmi les différents moments de charnière possibles (notamment M1, M2 et M3), uniquement 2908107 5 ceux qui sont caractéristiques de la surface de contrôle considérée, c'est-à-dire ceux qui ont une influence significative sur l'estimation finale réalisée. Ceci permet notamment de réduire le volume et le temps de calcul en ne calculant pas les moments de charnière négligeables. 5 On notera que, dans la suite de la description, l'indice x qui est présent dans les expressions précédentes (Vax, i8x, A8x, d8x, m8x et 8x notamment) et qui correspond à une définition générale, est remplacé par : un indice p, lorsque la surface de contrôle considérée (notamment un aileron) agit sur l'axe de roulis ; 10 un indice r, lorsque la surface de contrôle considérée (notamment une gouverne de direction) agit sur l'axe de lacet ; et un indice q, lorsque la surface de contrôle considérée (notamment une gouverne de profondeur) agit sur l'axe de tangage. Dans un premier mode de réalisation, ladite surface de contrôle 15 correspond à une gouverne de profondeur de l'aéronef, et à l'étape d), on calcule la somme suivante : MTBq = Pdyn.VBq.(bO + b1.i8q + b2.~-Sq + b3.8q +ANL) + Il n .m8q.d8q.g Dans un deuxième mode de réalisation, ladite surface de contrôle correspond à une gouverne de direction de l'aéronef, et à l'étape d), on 20 calcule la somme suivante : MT8r = Pdyn.VBr. Ki. (b 1 . i8r + b3.8r + L) En outre, dans un troisième mode de réalisation, ladite surface de contrôle correspond à un aileron de l'aéronef, et à l'étape d), on calcule la somme suivante : 25 MT8p=Pdyn.V8p.(bO+b1.i8p+b3.8p+ANL) + II1i .m8p.d8p.g+Ka.v2.Be Une première application de la présente invention peut concerner l'activation d'une double pressurisation relative à une surface de contrôle d'aéronef, par exemple une gouverne de profondeur ou une gouverne de 2908107 6 direction. On sait qu'en général, les gouvernes sont susceptibles d'être actionnées par deux actionneurs, qui sont montés en parallèle et qui peu-vent être soit en mode actif, soit en mode amorti. Un calculateur maître réalise l'asservissement en envoyant un courant de commande à l'action- 5 neur qui est actif. L'autre actionneur, qui est asservi par un calculateur esclave, est forcé en mode amorti à suivre, sans résistance, le mouvement de la gouverne. Dans certains cas particuliers, la gouverne peut subir des efforts antagonistes très importants qui l'empêchent de rejoindre avec suffisamment de précision la position commandée, voire même qui bloquent 10 la gouverne. On utilise alors simultanément les deux actionneurs en mode actif, afin de disposer de suffisamment de puissance pour actionner la gouverne. On parle dans ce cas de double pressurisation. Pour activer une telle double pressurisation, il est nécessaire de connaître avec précision l'ensemble des efforts qui sont exercés sur la gouverne pour savoir s'ils 15 peuvent être contrés par un seul actionneur ou si l'activation du second actionneur est nécessaire. Le procédé conforme à l'invention permet d'estimer de façon précise ces efforts (ou forces), et il peut donc être utilisé pour commander une activation d'une double pressurisation de gouverne. Les premier et second modes de réalisation précités du procédé conforme 20 à l'invention, qui sont relatifs respectivement à une gouverne de profondeur et à une gouverne de direction, sont appropriés à une telle première application de la présente invention. Le procédé conforme à l'invention peut également être appliqué à la détection de pannes oscillatoires dans une chaîne d'asservissement en 25 position d'une surface de contrôle d"un aéronef, en particulier d'un aileron. On sait que, dans une chaîne d'asservissement, c'est-à-dire à partir d'un calculateur de commande de vol jusqu'à la surface de contrôle, on trouve de nombreux composants électroniques qui sont susceptibles d'engendrer, en mode défaillant, un signal parasite qui fait osciller la surface de 2908107 7 contrôle. Ce phénomène est appelé panne oscillatoire. Lorsqu'elle se manifeste dans la bande passante de l'actionneur, ses conséquences peuvent être catastrophiques (génération de charge excessive au-delà des dimensionnements prévus). II est donc nécessaire de détecter et de passiver très 5 rapidement toute panne oscillatoire de ce type. Pour ce faire, on compare le fonctionnement réel de la chaîne à un fonctionnement de référence attendu en l'absence de panne. Plus précisément, on compare la position réelle de la surface de contrôle à une position estimée par un modèle comportemental (qui est excité en entrée par la consigne de la boucle 10 d'asservissement) de cette surface de contrôle. L'estimation des forces s'exerçant sur la surface de contrôle, obtenue grâce à la présente invention, permet d'améliorer la qualité de ce modèle comportemental et donc l'efficacité de ladite détection de pannes oscillatoires. On notera que le troisième mode de réalisation précité (relatif 15 à un aileron) est particulièrement approprié à cette seconde application. La présente invention concerne également un dispositif pour estimer les forces qui s'exercent sur au moins une surface de contrôle d'un aéronef, qui est susceptible d'être actionnée par au moins un actionneur. Selon l'invention, ledit dispositif est remarquable en ce qu'il com- 20 porte : des premiers moyens pour recevoir les valeurs courantes de données relatives à l'aéronef et à son vol ; des deuxièmes moyens pour déterminer la valeur d'un bras de levier de l'actionneur, à partir de la valeur courante du braquage de la surface de 25 contrôle et de caractéristiques géométriques de cette dernière ; des troisièmes moyens pour calculer, à l'aide desdites valeurs courantes, au moins certains des moments de charnière suivants, susceptibles d'être engendrés sur la surface de contrôle : 2908107 8 un moment de charnière aérodynamique qui dépend des valeurs courantes de la pression dynamique, de l'incidence locale de la sur-face de contrôle, et du braquage de ladite surface de contrôle ; un moment de charnière engendré par la masse de la surface de 5 contrôle, qui dépend de la valeur courante du facteur de charge, ainsi que de la masse de ladite surface de contrôle ; et un moment de charnière interne ; des quatrièmes moyens pour faire la somme des différents moments de charnière calculés par lesdits troisièmes moyens ; et 10 des cinquièmes moyens pour diviser la somme calculée par lesdits quatrièmes moyens, par la valeur du bras de levier, déterminée par lesdits deuxièmes moyens, de manière à obtenir une estimation des forces qui s'exercent sur ladite surface de contrôle. Le dispositif précité peut être intégré dans un calculateur de corn- 15 mande de vol d'un aéronef (du type à commandes de vol électriques). Ledit dispositif peut également faire partie d'un système qui comporte, de plus, des moyens pour déterminer lesdites valeurs courantes des données relatives à l'aéronef et à son vol et pour transmettre ces valeurs courantes auxdits premiers moyens dudit dispositif. Ces moyens existent 20 déjà en général sur un avion de sorte que le coût dudit système est réduit. 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 dispositif conforme à 25 l'invention. La figure 2 montre un aéronef auquel on applique un dispositif conforme à l'invention. Les figures 3 et 4 sont des schémas permettant d'illustrer différentes caractéristiques relatives au braquage d'une surface de contrôle. 2908107 9 Le dispositif 1 conforme à l'invention et représenté schématique-ment sur la figure 1 est destiné à estimer les forces qui s'exercent sur au moins une surface de contrôle SC d'un aéronef A, en particulier d'un avion de transport. 5 Cette surface de contrôle SC est une surface aérodynamique telle que par exemple une gouverne de profondeur 2, une gouverne de direction 3 ou un aileron 4 qui sont représentés sur la figure 2. Cette surface de contrôle SC est susceptible d'être braquée par au moins un actionneur 5, comme représenté sur les figures 3 et 4, lors d'un vol de l'aéronef de ma- 10 nière à agir sur le comportement dudit aéronef A en vol. Lorsque la sur-face de contrôle SC est braquée, elle tourne autour d'un axe et présente (comme représenté sur la figure 4) un angle de braquage Sx par rapport à une position neutre (représentée sur la figure 3). Généralement, une sur-face de contrôle SC est formée de manière à pouvoir être braquée (simul- 15 tanément ou indépendamment) par deux actionneurs 5 qui sont montés en parallèle. Selon l'invention, ledit dispositif 1 comporte : des moyens 6 pour recevoir les valeurs courantes de données précisées ci-dessous, qui sont relatives à l'aéronef A et à son vol ; 20 des moyens 7 qui sont reliés par l'intermédiaire d'une liaison 8 auxdits moyens 6 et qui sont formés de manière à déterminer la valeur BÊ d'un bras de levier de l'actionneur 5 de la surface de contrôle SC ; des moyens 9 qui sont reliés par l'intermédiaire d'une liaison 10 auxdits moyens 6 et qui sont formés de manière à calculer, à l'aide de valeurs 25 courantes reçues desdits moyens 6, au moins certains des moments de charnière M1, M2 et M3 suivants (précisés davantage ci-après), qui sont susceptibles d'être engendrés sur la surface de contrôle SC : • un moment de charnière aérodynamique M1 qui dépend notamment des valeurs courantes de la pression dynamique, de l'incidence lo- 2908107 10 cale de la surface de contrôle SC, et du braquage de ladite surface de contrôle SC ; un moment de charnière M2 engendré par la masse de la surface de contrôle SC, qui dépend notamment de la valeur courante du fac- 5 teur de charge, ainsi que de la masse de ladite surface de contrôle SC ; et • un moment de charnière interne M3 ; des moyens 11 qui sont reliés par l'intermédiaire d'une liaison 12 aux-dits moyens 9 et qui sont destinés à faire la somme MT des différents 10 moments de charnière M1 à M3 calculés par lesdits moyens 9 ; et des moyens 1 3 qui sont reliés respectivement par l'intermédiaire de liai-sons 14 et 1 5 auxdits moyens 7 et 1 1 et qui sont formés de manière à diviser ladite somme (calculée par lesdits moyens Il) par la valeur BV du bras de levier (déterminée par lesdits moyens 7) de manière à obtenir 15 une estimation des forces F qui s'exercent sur ladite surface de contrôle SC. Ledit dispositif 1 permet ainsi d'obtenir une estimation particulièrement précise des différentes forces qui s'exercent sur la surface de contrôle SC considérée de l'aéronef A. 20 Lesdites forces vérifient donc la relation F= MT/B?. Ces forces sont calculées en temps réel par ledit dispositif 1, et elles peuvent être utilisées pour améliorer notamment la capacité de contrôle et la sécurité de l'aéronef A. De préférence, ledit dispositif 1 est réalisé sous forme d'un moyen 25 de calcul qui est intégré dans un calculateur de commande de vol 16 de l'aéronef A, lorsque ce dernier est du type à commandes de vol électriques. 2908107 11 Ledit dispositif 1 peut être appliqué à toutes les surfaces de contrôle SC de l'aéronef A et, en particulier, aux gouvernes de profondeur 2, aux gouvernes de direction 3 et aux ailerons 4. En outre, ledit dispositif 1 peut faire partie d'un système 17 qui 5 comporte, de plus, un ensemble de sources d'informations 18 précisées ci-dessous, qui est relié par l'intermédiaire d'une liaison 19 auxdits moyens 6 (qui sont des moyens d'acquisition de données, intégrés dans le calculateur de commande de vol 16). Ledit ensemble 18 est en mesure de déterminer les différentes valeurs courantes des données relatives à l'aéronef A et à son vol qui sont utilisées par le dispositif 1. Ces valeurs courantes sont transmises auxdits moyens d'acquisition 6 par l'intermédiaire de la liaison 19. Les sources d'informations dudit ensemble 18 existent déjà en général sur l'aéronef A de sorte que le coût dudit système 17 est réduit, puisqu'il ne nécessite pas l'installation de capteurs et/ou de jauges 15 spécifiques. De plus, le système 17 conforme à l'invention n'entraîne aucun impact négatif sur la masse. Comme précisé ci-dessous, les différentes données dont l'ensemble 18 détermine les valeurs courantes traduisent notamment l'attitude de l'aéronef A, sa géométrie, sa vitesse et sa trajectoire. Il peut s'agir no- 20 tamment de l'incidence, du dérapage, du nombre de Mach, de la vitesse calculée, du braquage de la ou des surfaces de contrôle SC considérées, des taux de roulis, tangage et lacet, de la position du centre de gravité, ainsi que du facteur de charge. Selon l'invention, lesdits moyens 7 déterminent ladite valeur B du 25 bras de levier à l'aide de l'expression suivante : B2 = R. sin (acos ((R û L. cos (BO + dx)) / .jL2 + R2 û 2.L.R. cos (BO + 8x) ]) dans laquelle, comme représenté sur les figures 3 et 4 : ù sin est le sinus ; - cos est le cosinus ; 2908107 12 û acos est l'inverse du cosinus ; û 8x est la valeur courante (qui est par exemple exprimée en degrés) de l'angle de braquage de la surface de contrôle SC ; - R représente la distance (qui est par exemple exprimée en millimètres) 5 entre une ligne de charnière 19 (qui représente l'axe autour duquel tourne la surface de contrôle SC) et un point d'attache 20 d'une tige 21 de l'actionneur 5 à la surface de contrôle SC ; - L représente la distance (qui est par exemple exprimée en millimètres) entre un point d'attache 22 de l'actionneur 5 à une structure 25 de 10 l'aéronef A et ladite ligne de charnière 19 ; et - BO représente l'angle entre les segments définissant les distances R et L, lorsque la surface de contrôle SC n'est pas braquée, comme représenté sur la figure 3. Par ailleurs, lesdits moyens 9 déterminent ledit moment de char-15 nière aérodynamique M1, à l'aide de l'expression suivante : M1 = Pdyn.VBx.Ki.(b0+b1.i8x+b2.M,8x+b3.8x+LINO dans laquelle : ù Pdyn est la valeur courante de la pression dynamique ; ù i8x est la valeur courante de l'incidence locale de la surface de contrôle 20 SC; ù 8x est donc la valeur courante du braquage de la surface de contrôle SC; ù V8x est un volume de référence de la surface de contrôle SC, tenant compte des caractéristiques géométriques de ladite surface de contrôle 25 SC; - Ki est un terme d'interaction qui modélise l'effet aérodynamique des surfaces de contrôle environnantes sur le moment de charnière calculé ; ù b0, b1, b2 et b3 sont des coefficients aérodynamiques qui dépendent du nombre de Mach et de la configuration aérodynamique ; 2908107 13 ù Mx est la valeur courante du braquage d'un support mobile de la sur-face de contrôle SC, par exemple un stabilisateur horizontal 24 mobile supportant une gouverne de profondeur 2 ; et ù ANL est un terme aérodynamique non linéaire. 5 On notera que les moments de charnière M1 à M3 dépendent de l'angle de braquage 8x de la surface de contrôle SC. Aussi, si au lieu d'utiliser l'angle de braquage 8x mesuré, le dispositif 1 utilise les ordres de braquage correspondants issus d'un calculateur de commande de vol, il est en mesure d'obtenir une avance de phase avantageuse, ce qui permet 10 notamment audit dispositif 1 d'anticiper l'estimation des forces. En outre, lesdits moyens 9 déterminent le moment de charnière M2 engendré par la masse de la surface de contrôle SC, à l'aide de l'ex-pression suivante : M2 = I n II .m8x.d8x.g 15 dans laquelle : Il n I est un vecteur illustrant la valeur courante du facteur de charge ; ù m8x est la masse de la surface de contrôle SC ; ù d8x représente la distance entre un axe de moment et le centre de gravité de la surface de contrôle SC ; et 20 ù g est l'accélération gravitationnelle. Pour une surface de contrôle SC donnée, uniquement les composantes (dudit vecteur n de facteur de charge) sur les deux axes qui définissent un plan qui est perpendiculaire à l'axe de rotation de la surface de contrôle SC, sont prises en compte. Ainsi, M2 s'écrit : 25 ù pour une gouverne de profondeur 2 : M2 = m8q.d8q.g.(nx.sin(iH + 8q)+nz.cos(iH+8q)), iH étant l'angle de braquage du stabilisateur horizontal 24 ; ù pour une gouverne de direction 3 : 2908107 14 M2 = m6r.d6r.g. (nx.sin&r + ny.cos Sr) ; et pour un aileron 4 : M2 = m6p.d8p.g.(nx.sin6p + nz.cos 8p). Comme représenté sur la figure 2, l'aéronef A est défini par rap- 5 port à trois axes X, Y, Z : un axe longitudinal X, définissant un taux de roulis p, pour lequel on associe un indice p aux paramètres associés ; un axe latéral Y, définissant un taux de tangage g, pour lequel on associe un indice g aux paramètres associés ; et 1 o un axe vertical Z, définissant un taux de lacet r, pour lequel on associe un indice r aux paramètres assoces. Par ailleurs, lesdits moyens 9 déterminent le moment de charnière interne M3, à l'aide de l'expression suivante : M3=Ka.v2.B? 15 dans laquelle : ù Ka est un coefficient d'amortissement d'un actionneur auxiliaire (passif) de la surface de contrôle SC, lorsqu'elle comporte deux actionneurs 5 montés en parallèle ; ù v est la vitesse de la tige 21 de cet actionneur auxiliaire ; et 20 ù Be est le bras de levier, tel que précisé ci-dessus. Ce moment de charnière interne M3 illustre le frottement de l'actionneur auxiliaire, en mode amorti, lorsque la surface de contrôle SC est susceptible d'être actionnée par deux actionneurs montés en parallèle. La force relative à ce moment de charnière interne M3 a une influence sur la 25 performance dynamique de l'actionneur 5 actif et ainsi sur le taux de braquage recherché. Par conséquent, dans un mode de réalisation préféré, lesdits moyens 11 calculent le moment de charnière total MT, à partir de l'ex-pression (1) suivante : 2908107 15 MT = Pdyn.VBx.Ki.(bO +b1.i8x+ b2.08x+b3.8x+ONL) + Il n Il.m8x.d8x.g + Ka.v2.Be (1) Toutefois, pour faciliter la mise en oeuvre de l'invention, les moyens 9 calculent, parmi les différents moments de charnière possibles (notamment M1, M2 et M3), uniquement ceux qui sont caractéristiques 5 de la surface de contrôle SC considérée, c'est-à-dire ceux qui ont une influence significative sur l'estimation finale. Ceci permet notamment de réduire le volume et le temps de calcul, en ne calculant pas les moments de charnière de valeur négligeable. On notera que, dans la suite de la description, l'indice x qui est 10 présent dans les expressions précédentes (avec par exemple Vax, i8x, Mx, d8x, m8x et 8x) et qui correspond à une définition générale pour tout type de surface de contrôle SC, est rernplacé dans des exemples particuliers par : ù un indice p, lorsque la surface de contrôle considérée (notamment un 15 aileron 4) agit sur l'axe de roulis X ; un indice q, lorsque la surface de contrôle considérée (notamment une gouverne de profondeur 2) agit sur l'axe de tangage Y ; et un indice r, lorsque la surface de contrôle considérée (notamment une gouverne de direction 3) agit sur ll'axe de lacet Z. 20 On illustre ci-après la présente invention par la description de deux applications différentes, à savoir : une première application relative à une double pressurisation d'une gouverne 2, 3 de l'aéronef A ; et une seconde application relative à une détection de pannes oscillatoires 25 dans un système de commande de vol. La première application concerne donc l'activation d'une double pressurisation relative à une surface de contrôle SC d'aéronef telle qu'une gouverne, par exemple une gouverne de profondeur 2 ou une gouverne de direction 3. On sait qu'en général les gouvernes 2, 3 sont susceptibles 2908107 16 d'être actionnées par deux actionneurs 5, qui sont montés en parallèle et qui peuvent être soit en mode actif, soit en mode amorti. Un calculateur maître réalise l'asservissement en envoyant un courant de commande sur l'actionneur 5 qui est actif. L'autre actionneur 5, qui est asservi par un 5 calculateur esclave, est forcé en mode amorti à suivre, sans résistance, le mouvement de la gouverne 2, 3. Dans certains cas particuliers, la gouverne 2, 3 peut subir des efforts antagonistes très importants qui l'empêchent de rejoindre avec suffisamment de précision la position commandée, voire même qui bloquent cette gouverne 2, 3. On utilise alors simultané- 10 ment les deux actionneurs 5 en mode actif, afin de disposer de suffisamment de puissance pour braquer ladite gouverne 2, 3. On parle dans ce cas de double pressurisation. Pour activer une telle double pressurisation, il est nécessaire de connaître avec précision l'ensemble des efforts ou for-ces F qui sont exercés sur la gouverne 2, 3 pour savoir s'ils peuvent être 15 contrés par un seul actionneur 5 ou si l'activation du second actionneur est nécessaire. Le dispositif 1 conforme à l'invention permet d'estimer de façon précise ces efforts (ou forces F), comme précisé ci-dessus, et il peut donc être utilisé pour commander une activation d'une double pressurisation de gouverne. Pour ce faire, les forces F calculées par le dispositif 1 20 sont comparées à un effort de référence correspondant à une force limite prédéterminée qu'un actionneur 5 est en mesure de contrer. Au-delà de cet effort de référence, une double pressurisation est activée, c'est-à-dire le second actionneur est également amené dans son état actif. Concernant cette première application, dans un premier exemple 25 relatif à une gouverne de profondeur 2, les moyens 11 calculent le moment de charnière total MTSq suivant : MTSq = Pdyn.VSq.(bO + b1.iSq + b2.A8q + b3 .5q +ÊNL) + n II.m5q.d6q.g Dans le cadre de cette première application, le terme Ka.v2.B. e de l'expression (1) précitée est négligeable. De plus, le coefficient Ki est égal 2908107 17 à 1, car les effets d'interaction de la ou des gouvernes de direction 3 sur les gouvernes de profondeur 2 sont pris en compte dans le terme ANL. Dans l'expression précédente du moment de charnière total MTSq, on a: 5 bO = bO(M, conf), b1 = b1(M, conf), b2 = b2(M, conf) et b3 = b3(M, conf), où conf correspond à la configuration (c'est-à-dire à la position des becs et des volets) de l'aéronef A et M au nombre de Mach, b0, b1, b2 et b3 sont des coefficients qui dépendent uniquement du nombre de Mach en configuration lisse des becs et des volets, et du 10 nombre de Mach et de la configuration des becs et des volets en configurations hypersustentées ; ibq=Ça-s+q.L11 V J ce calcul de iSq permet de ramener l'incidence de l'aéronef A au niveau local de la gouverne de profondeur 2 à partir de considérations géomé- 15 triques. Dans cette expression, on a : • a : l'incidence aérodynamique de l'aéronef A ; • s = s0 + ds .a : la déflection de l'incidence au niveau de la gouverne da de profondeur 2 ; ^ s0 : une constante prédéterminée ; 20 • q : la vitesse (ou taux) de tangage de l'aéronef A ; • L1 : la distance entre le centre de gravité de l'aéronef A et celui de la gouverne de profondeur 2 ; et • V : la vitesse de l'aéronef A ; OSq = iH : le braquage ou l'ordre en position du plan (ou stabilisateur) 25 horizontal 24 sur lequel est montée la gouverne de profondeur 2 ; ANL=OCmc6q (Sq, M)+AbOI3.13+ObOSr.Sr, avec : 2908107 18 OCmcSq : un terme de non linéarité. II peut inclure des effets d'interaction s'il y a plusieurs gouvernes de profondeur 2. Il dépend alors du braquage ou de l'ordre en position de chaque gouverne de profondeur 2 ; 5 : le dérapage aérodynamique de l'aéronef A ; Sr : le braquage ou l'ordre en position de la gouverne de direction 3 ; et AbOf et Ab08r : des termes d'interaction du dérapage et du braquage de la gouverne de direction 3 sur le moment charnière de la 1 o gouverne de profondeur 2 ; et I1-il.m6q.d6q.g = McSgm Mc6gm représente l'effet massique, c'est-à-dire le moment de charnière dû à la masse de la gouverne de profondeur 2. Il vérifie l'expression sui-vante : 15 Mc6gm = m6q.d6q.g.[nx.sin(iH + 6q)+ nz.cos(iH + 6q)], avec : • nx et nz : les facteurs de charge sur les axes X et Z ; • Sq : le braquage ou l'ordre en position de la gouverne de profondeur 2; • iH : le braquage ou l'ordre en position du plan horizontal 24 ; 20 • d6q : la distance entre l'axe du moment et le centre de gravité de la gouverne de profondeur 2 ; • mSq : la masse de la gouverne de profondeur 2 ; et • g : l'accélération gravitationnelle. On rappelle que : 25 Pdyn est la pression dynamique, c'est-à-dire la pression due à la vitesse de l'aéronef A qui s'exerce sur la gouverne 2. Elle vaut la moitié du produit entre la densité de l'air (fonction de l'altitude) et le carré de la vitesse de l'aéronef A ; et 2908107 19 ù VSq est un volume de référence prédéterminé, constant, propre à chaque gouverne 2 et à chaque aéronef A. Tous les termes constants sont propres à chaque type d'aéronef A. Les termes OCmc6q, ObOR, ObOSr et les coefficients bO, b1, b2 et b3 5 sont également identifiés pour chaque famille d'aéronef. Les autres paramètres sont mesurés de façon usuelle à l'aide de capteurs ou de sondes (faisant partie dudit ensemble 18) et sont, en général, déjà accessibles dans le calculateur de commande de vol 16 pour d'autres applications. Finalement, l'expression du moment de charnière total MTSq dans 10 le cas de la gouverne de profondeur 2 est la suivante : bO(M, conf) + b1(M, conf e c ù s + q. L11 + b2(M, conf).iH + b3(M, conf).Sq MTSq = PdYn.VSq. V J + OCmc6q(8q, M) + AbO.p + AbO&.& + m6q.d8q.g. [nx. sin(iH + Sq) + nz. cos(iH + Sq] En outre, concernant cette première application relative à une double pressurisation, dans l'exemple d'une gouverne de direction 3, les 1 5 moyens 1 1 calculent le moment de charnière total Mt&r suivant : MTSr = Pdyn.VSr.Ki.(bl .i6r+ b3.Sr+ANL) Dans le cadre de cette première application, le terme Ka.v2.B.e de l'expression (1) précitée est négligeable. Le terme massique II n II.m&r.d&r.g est également négligeable, car la gouverne de profondeur 3 est située 20 dans un plan vertical. Elle est donc moins sensible à cet effet qu'une gouverne située dans un plan horizontall. Le terme bO peut également être négligé. Le terme b2.OSr est supprimé, car la gouverne de direction 3 n'est pas montée sur un support mobile (OSr = 0), contrairement à la gouverne de profondeur 2 qui est montée sur le plan horizontal 24 réglable. 25 Dans l'expression précédente du moment de charnière total MTSr, on a: 2908107 20 Ki = Kmc&r(iH, Sq, fi, Sr) : un terme d'interaction du plan horizontal 24, de la gouverne de profondeur 2 et du dérapage (3 sur le moment de charnière de la gouverne de direction 3, avec : Sq : le braquage ou l'ordre en position de la gouverne de profondeur 5 2; Sr : le braquage ou l'ordre en position de la gouverne de direction 3 ; et iH : le braquage ou l'ordre en position du plan horizontal 24 ; bO=0, b1 =bl(M), b2=0 et b3=:b3(M), 10 b1 et b3 sont donc des coefficients dépendant uniquement du nombre de Mach M ; iSr = (3 ù r. L2 V ce calcul de iSr permet de ramener l'incidence de l'aéronef A au niveau local de la gouverne 3 à partir de considérations géométriques. Dans 15 cette expression, on a : • (3 : le dérapage aérodynamique de l'aéronef A ; • r : la vitesse (ou taux) de lacet de l'aéronef A ; • L2 : la distance entre le centre de gravité de l'aéronef A et celui de la gouverne de direction 3 ; et 20 ^ V : la vitesse de l'aéronef A ; et ANL = ACmc6r(Sr, f3, M) : un terme de non-linéarité. Il peut inclure des effets d'interaction s'il y a plusieurs gouvernes de direction 3. II dépend alors du braquage ou de l'ordre en position de chaque gouverne de di-rection 3. 25 On rappelle de plus que : Pdyn est la pression dynamique, c'est-à-dire la pression due à la vitesse de l'aéronef A qui s'exerce sur la gouverne 3. Elle vaut la moitié du 2908107 21 produit entre la densité de l'air (fonction de l'altitude) et le carré de la vitesse V de l'aéronef A ; et V8r est un volume de référence prédéterminé, constant, propre à la gouverne 3 et à l'aéronef A. 5 Tous les termes constants sont propres à chaque type d'aéronef A. Les termes ACmc&r, Kmc6r et les coefficients b1 et b3 doivent égale-ment être identifiés pour chaque famille d'aéronef. Les autres paramètres sont mesurés de façon usuelle à l'aide de capteurs ou de sondes (faisant partie dudit ensemble 18) et sont, en général, déjà accessibles dans le 10 calculateur de commande de vol 16 pour d'autres applications. Finalement, l'expression du moment de charnière total MTBr dans le cas de la gouverne de direction 3 est la suivante : MTBr = Pdyn.V8r.Kmc6r(iH, 8q, p, 8r) .[bl(M) (3 ù r'v21 + b3(M).8r + ACmc8r(8r, (3, M) 15 Par ailleurs, comme indiqué précédemment, une seconde application concerne la détection de pannes oscillatoires dans une chaîne d'asservissement en position d'une surface de contrôle SC d'un aéronef A, en particulier d'un aileron 4. On sait que, dans une chaîne d'asservissement, c'est-à-dire à partir d'un calculateur de commande de vol jusqu'à la sur- 20 face de contrôle SC, on trouve de nombreux composants électroniques qui sont susceptibles d'engendrer, en rnode défaillant, un signal parasite qui fait osciller la surface de contrôle SC. Ce phénomène est appelé panne oscillatoire. Lorsqu'elle se manifeste dans la bande passante de l'actionneur 5, ses conséquences peuvent être catastrophiques (génération de 25 charge excessive au-delà des dimensionnements prévus). II est donc nécessaire de détecter et de passiver très rapidement toute panne oscillatoire de ce type. Pour ce faire, on compare le fonctionnement réel de la chaîne à un fonctionnement de référence attendu en l'absence de panne. 2908107 22 Plus précisément, on compare la position réelle de la surface de contrôle SC à une position estimée par un modèle comportemental (qui est excité en entrée par la consigne de la boucle d'asservissement) de cette surface de contrôle SC. 5 La position estimée de la surface de contrôle SC est obtenue en intégrant la vitesse estimée v1 de la tige 21 de l'actionneur 5 de la surface de contrôle SC, qui vérifie l'expression suivante : v1 = vO .\j(Ap ù Pc) ù VAPref S dans laquelle on a : 10 F : l'ensemble des efforts qui s'exercent sur la surface de contrôle SC et sur l'actionneur 5. La présente invention concerne l'estimation de ces efforts ; ù vO : la vitesse commandée par le calculateur ; OP : la pression d'alimentation différentielle aux bornes de l'actionneur 15 5 (exprimée en bars) : Pc : la pression d'ouverture de clapets d'isolation de l'actionneur 5 (ex-primée en bars) ; S : la section de la tige 21 de l'actionneur 5 (exprimée en cm2) ; et APref : une pression de référence prédéterminée (exprimée en bars). 20 L'estimation des forces F s'exerçant sur la surface de contrôle SC, obtenue par le dispositif 1 conforme à la présente invention, permet ainsi d'améliorer la qualité de ce modèle comportemental et donc l'efficacité de ladite détection de pannes oscillatoires. On illustre cette seconde application à l'exemple d'un aileron 4 de 25 l'aéronef A. Dans ce cas, lesdits moyens 1 1 calculent le moment de charnière total MTôp suivant : MTôp = Pdyn.Vôp.(bO + b1.iôp + b3 .8p +ANL) + I n II .môp.dôp.g + Ka.v2.B.e 2908107 23 Dans le cadre de cet exemple, le terme d'interaction Ki de l'ex-pression (1) précitée est égal à 1, car il n'existe pas d'autre surface de contrôle environnante ayant un effet d'interaction significatif. De plus, le terme b2.A8p a été supprimé, car les ailerons 4 ne sont pas montés sur 5 des supports mobiles (donc A8p =0). Dans l'expression précédente du moment de charnière MTSp, on a: - bO = bO(M,conf), b1 = (M,conf), b2 =0 et b3 = b3(M,conf), b0, b1 et b3 sont des coefficients fonction uniquement du nombre de 10 Mach en configuration lisse des becs et des volets, et fonction du nombre de Mach et de la configuration des becs et des volets en configurations hypersustentées ; ù i6p : l'angle d'incidence aérodynamique a de l'aéronef A ramené au centre de gravité de l'aileron 4, qui est tel que : iSp = a + pv3 , pour un aileron 4 droit ; i6p = a - p V3 , pour un aileron 4 gauche, avec : • p : le taux ou vitesse de roulis ; • L3 : la distance (constante) entre le centre de gravité de l'aéronef A et celui de l'aileron 4 ; et 20 • V : la vitesse de l'aéronef A ; ù ONL=OCmc6p : un terme de non-linéarité. II peut inclure des effets d'interaction s'il y a plusieurs ailerons 4. II dépend alors du braquage ou de l'ordre en position de chaque aileron 4 ; ù nll.m6p.d6p.g = MCSpm représente l'effet massique, c'est-à-dire le mo- 25 ment de charnière dû à la masse de l'aileron 4. lI vérifie l'expression suivante : McSpm = (nx.sinSp + nz.cos8p).d5p.m6p.g, avec : 15 2908107 24 • nx et nz : les facteurs de charge sur les axes X et Z ; • 8p : le braquage ou l'ordre en position de l'aileron 4 ; • d8p : la distance entre l'axe du moment et le centre de gravité de l'aileron 4 ; 5 • m8p : la masse de l'aileron 4 ; et • g : l'accélération gravitationnelle ; et -Ka.v2.B2 : le frottement de l'actionneur adjacent en mode amorti, dans le cas d'une configuration de deux actionneurs 5 par aileron 4. On rappelle que : 10 û Pdyn est la pression dynamique, c'est-à-dire la pression due à la vitesse de l'aéronef A qui s'exerce sur l'aileron 4. Elle vaut la moitié du produit entre la densité de l'air (fonction de l'altitude) et le carré de la vitesse V de cet aéronef A ; et - V8p est un volume de référence prédéterminé, constant, propre à cha- 15 que aileron 4 et à chaque aéronef A. Tous les termes constants sont propres à chaque type d'aéronef A. Le terme àCmc6p et les coefficients b0, b1 et b3 doivent être égale-ment identifiés pour chaque famille d'aéronef. Les autres paramètres sont mesurés de façon usuelle à l'aide de capteurs ou sondes (faisant partie 20 dudit ensemble 18) et sont, en général, déjà accessibles dans le calculateur de commande de vol 16 pour d'autres applications. Finalement, l'expression du moment de charnière total MTBp dans le cas d'un aileron 4 est la suivante : MTBp = Pdyn.VBp. bO + b1.~a p~3) + b3.8p + ACmc8p + (nx. sin 8p + nz. cos 8p) .d8p.m8p.g + Ka v2.B.e REVENDICATIONS 1. Procédé pour estimer les forces qui s'exercent sur au moins une surface de contrôle (SC, 2, 3, 4) d'un aéronef (A), qui est susceptible d'être actionnée par au moins un actionneur (5), pendant un vol dudit aé- ronef (A), caractérisé en ce que l'on réalise automatiquement la suite d'étapes successives suivante : a) on engendre les valeurs courantes de données relatives à l'aéronef (A) et à son vol; b) on détermine la valeur d'un bras de levier de l'actionneur (5), à partir de la valeur courante du braquage de la surface de contrôle (SC, 2, 3, 4) et de caractéristiques géométriques de cette dernière ; c) à l'aide desdites valeurs courantes, on calcule au moins certains des moments de charnière suivants, susceptibles d'être engendrés sur la 15 surface de contrôle (SC, 2, 3, 4) : cl) un moment de charnière aérodynamique qui dépend des valeurs courantes de la pression dynamique, de l'incidence locale de la sur-face de contrôle (SC, 2, 3, 4), et du braquage de ladite surface de contrôle (SC, 2, 3, 4) ; 20 c2) un moment de charnière engendré par la masse de la surface de contrôle (SC, 2, 3, 4), qui dépend de la valeur courante du facteur de charge, ainsi que de la masse de ladite surface de contrôle (SC, 2, 3, 4) ; et c3) un moment de charnière interne ; 25 d) on fait la somme des différents moments de charnière calculés à l'étape c) ; et e) on divise la somme obtenue à l'étape d) par la valeur du bras de levier, déterminée à l'étape b), de manière à obtenir une estimation des forces qui s'exercent sur ladite surface de contrôle (SC, 2, 3, 4). 2908107 26 2. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce qu'à l'étape b), on détermine ladite valeur Be du bras de levier à l'aide de l'expression suivante : B.e = R. sin (acos [(R ù L. cos (BO + 8x)) / IL2 + R2 ù 2.L.R. cos (BO + 8x) ]) 5 dans laquelle : 8x est la valeur courante du braquage de la surface de contrôle (SC, 2, 3, 4); R représente la distance entre une ligne de charnière (19) et un point d'attache (20) d'une tige (21) de l'actionneur (5) à la surface de 10 contrôle (SC, 2, 3, 4) ; L représente la distance entre un point d'attache (22) de l'actionneur (5) à une structure (25) de l'aéronef (A) et ladite ligne de charnière (19);et BO représente l'angle entre les segments définissant les distances R et 15 L, lorsque la surface de contrôle (SC, 2, 3, 4) n'est pas braquée. 3. Procédé selon l'une des revendications 1 et 2, caractérisé en ce qu'à l'étape et ), on détermine le moment de charnière aérodynamique M1 à l'aide de l'expression suivante : M1 =Pdyn.VBx.Ki.(b0+bl.i8x+b2.d8x+b3.8x+ANL) 20 dans laquelle : ù Pdyn est la valeur courante de la pression dynamique ; - i8x est la valeur courante de l'incidence locale de la surface de contrôle (SC, 2, 3, 4) ; ù 8x est la valeur courante du braquage de la surface de contrôle (SC, 2, 25 3, 4) ; ù V8x est un volume de référence de la surface de contrôle (SC, 2, 3, 4) ; - Ki, ANL, b0, b l, b2 et b3 sont des coefficients ; et 2908107 27 ù A8x est la valeur courante du braquage d'un support mobile (24) de la surface de contrôle (2). 4. Procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 3, caractérisé en ce qu'à l'étape c2), on détermine le moment de charnière 5 M2 engendré par la masse de la surface de contrôle (SC, 2, 3, 4), à l'aide de l'expression suivante : M2 = ri II .m8x.d8x.g dans laquelle : _ III est la valeur courante du facteur de charge ; 10 ù m8x est la masse de la surface de contrôle (SC, 2, 3, 4) ; - d8x représente la distance entre un axe de moment et le centre de gravité de la surface de contrôle (SC, 2, 3, 4) ; et - g est l'accélération gravitationnelle. 5. Procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 4, caractérisé en ce qu'à l'étape c3), on détermine le moment de charnière interne M3 à l'aide de l'expression suivante : M3 = Ka.v2.B? dans laquelle : ù Ka est un coefficient d'amortissement d'un actionneur auxiliaire de la surface de contrôle (SC, 2, 3, 4) ; ù v est la vitesse de la tige (5) de cet actionneur auxiliaire ; et ù B est le bras de levier. 6. Procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 5, caractérisé en ce qu'à l'étape c), on calcule, parmi lesdits moments de charnière, uniquement ceux qui sont caractéristiques de la surface de contrôle (SC, 2, 3, 4). 2908107 28 7. Procédé selon l'une des revendications 1 à 6, caractérisé en ce que ladite surface de contrôle (SC) correspond à une gouverne de profondeur (2), et en ce qu'à l'étape d), on calcule la somme suivante : 5 MTBq = Pdyn.VBq. (b0 + b1.i8q + b2.G8q + b3.8q +ANL) + I n .m8q.d8q.g dans laquelle : Pdyn est la valeur courante de la pression dynamique ; i8q est la valeur courante de l'incidence locale de la surface de contrôle (2) ; 10 8q est la valeur courante du braquage de la surface de contrôle (2) ; V8q est un volume de référence de la surface de contrôle (2) ; ANL, b0, b 1, b2 et b3 sont des coefficients ; 08q est la valeur courante du braquage d'un support mobile (24) de la surface de contrôle (2) ; 15 nl est la valeur courante du facteur de charge ; ù m8q est la masse de la surface de contrôle (2) ; d8q représente la distance entre un axe de moment et le centre de gravité de la surface de contrôle (2) ä et g est l'accélération gravitationnelle. 20 8. Procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 6, caractérisé en ce que ladite surface de contrôle (SC) correspond à une gouverne de direction (3), et en ce ,que, à l'étape d), on calcule la somme suivante : MTBr = Pdyn.V&. Ki. (b l .i& + b3.8r + AN L) 25 dans laquelle : ù Pdyn est la valeur courante de la pression dynamique ; - i3r est la valeur courante de l'incidence locale de la surface de contrôle (3) ; 2908107 29 ù Sr est la valeur courante du braquage de la surface de contrôle (3) ; ù V8r est un volume de référence de la surface de contrôle (3) ; et - Ki, ANL, b1 et b3 sont des coefficients. 9. Procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 6, 5 caractérisé en ce que ladite surface de contrôle (SC) correspond à un aile- ron (4), et en ce que, à l'étape d), on calcule la somme suivante : MT8p=Pdyn.V8p.(bO+b1.i6p+b3.8p+ANL) + I rill.m6p.d6p.g+Ka.v2.B.e dans laquelle : Pdyn est la valeur courante de la pression dynamique ; 10 i6p est la valeur courante de l'incidence locale de la surface de contrôle (4) ; 8p est la valeur courante du braquage de la surface de contrôle (4) ; V8p est un volume de référence de la surface de contrôle (4) ; ANL, b0, b1 et b3 sont des coefficients ; 15 Il n II est la valeur courante du facteur de charge ; m8p est la masse de la surface de contrôle (4) ; dôp représente la distance entre un axe de moment et le centre de gravité de la surface de contrôle (4) g est l'accélération gravitationnelle ; 20 Ka est un coefficient d'amortissement d'un actionneur auxiliaire de la surface de contrôle (4) ; ù v est la vitesse de la tige de cet actionneur auxiliaire ; et - B.e est le bras de levier. 10. Dispositif pour estimer les forces qui s'exercent sur au moins 25 une surface de contrôle (SC, 2, 3, 4) d'un aéronef (A), qui est susceptible d'être actionnée par au moins un actionneur (5), pendant un vol dudit aéronef (A), caractérisé en ce qu'il comporte : 2908107 des premiers moyens (6) pour recevoir les valeurs courantes de don-nées relatives à l'aéronef (A) et à son vol ; des deuxièmes moyens (7) pour déterminer la valeur d'un bras de levier de l'actionneur (5), à partir de la valeur courante du braquage de la sur-5 face de contrôle (SC, 2, 3, 4) et de caractéristiques géométriques de cette dernière ; des troisièmes moyens (9) pour calculer, à l'aide desdites valeurs courantes, au moins certains des moments de charnière suivants, susceptibles d'être engendrés sur la surface de contrôle (SC, 2, 3, 4) : 10 un moment de charnière aérodynamique qui dépend des valeurs courantes de la pression dynamique, de l'incidence locale de la sur- face de contrôle (SC, 2, 3, 4), et du braquage de ladite surface de contrôle (SC, 2, 3, 4) ; un moment de charnière engendré par la masse de la surface de 15 contrôle (SC, 2, 3, 4), qui dépend de la valeur courante du facteur de charge, ainsi que de la masse de ladite surface de contrôle (SC, 2, 3, 4) ; et un moment de charnière interne ; des quatrièmes moyens (Il) pour faire la somme des différents mo- 20 ments de charnière calculés par lesdits troisièmes moyens (9) ; et des cinquièmes moyens (13) pour diviser la somme calculée par lesdits quatrièmes moyens (Il), par la valeur du bras de levier, déterminée par lesdits deuxièmes moyens (7), de manière à obtenir une estimation des forces qui s'exercent sur ladite surface de contrôle (SC, 2, 3, 4). 25 11. Calculateur de commande de vol pour un aéronef à comman- des électriques, caractérisé en ce qu'il comporte un dispositif (1) tel que celui spécifié sous la revendication 10, pour estimer les forces qui s'exercent sur au moins 2908107 31 une surface de contrôle (SC, 2, 3, 4) de l'aéronef (A), ledit dispositif (1) étant intégré dans ledit calculateur de commande de vol (16). 12. Système pour estimer les forces qui s'exercent sur au moins une surface de contrôle (SC, 2, 3, 4) d'un aéronef (A), 5 caractérisé en ce qu'il comporte : un dispositif (1) tel que celui spécifié sous la revendication 10 ; et des moyens (18) pour déterminer lesdites valeurs courantes des don-nées relatives à l'aéronef (A) et à son vol et pour transmettre ces va-leurs courantes auxdits premiers moyens (6) dudit dispositif (1). 10 13. Aéronef, caractérisé en ce qu'il comporte un calculateur de commande de vol (16) tel que celui spécifié sous la revendication 11. 14. Aéronef, caractérisé en ce qu'il comporte un système (17) tel que celui spécifié 15 sous la revendication 12.