FR 3142175 A1 20240524 FR 2212110 A 20221121 Ce système (1) de commande universel d’un compensateur de vol d’un aéronef (2) comprend un organe de pilotage (3) pivotant autour d’au moins un axe de rotation (5), ainsi qu’un moyen principal (9) de retour d’effort comprenant un moteur électrique (11) et lié à l’organe de pilotage (3), un moyen de secours (25) de retour d’effort lié à l’organe de pilotage (3) par l’intermédiaire d’un embrayage (27), et une unité de contrôle (37) du moyen principal (9) de retour d’effort. Figure pour l’abrégé : Fig. 1 Système de commande universel d’un compensateur de vol à voie principale active et voie de secours passive La présente invention concerne, de manière générale, les systèmes de commande de vol pour aéronef et se rapporte plus particulièrement à un compensateur de vol pour aéronef, notamment pour hélicoptère. Techniques antérieures Les compensateurs de vol, ou trim, ont notamment pour fonction de compenser les dérives liées aux perturbations susceptibles d’exercer une influence sur les paramètres de vol de l’aéronef, sans que le pilote n’ait à agir sur les commandes de vol. En complément, les compensateurs de vol restituent classiquement au pilote de l’aéronef un effort résistant sur les commandes de vol sous la forme d’un retour d'effort. Cet effort est généralement passif, soit linéaire (trims à ressorts) soit constant (trims à friction), et peut également être actif. L’effort résistant est également appelé rappel, force de rappel, ou encore retour d’effort. Les architectures conventionnelles des compensateurs de vol intègrent généralement un chemin principal de retour d’effort passif, par exemple à ressort ou à friction. Ces architectures sont fiables mais ne sont pas paramétrables, notamment une fois la raideur du ressort ou la friction définie. Ces architectures ne permettent donc pas à la commande de s’adapter pleinement aux conditions de vol et aux souhaits du pilote de l’aéronef. Optionnellement, des chemins secondaires actifs permettent de seconder le retour d’effort effectué par le chemin principal, par exemple à l’aide d’un moteur, de manière à permettre une légère adaptabilité des compensateurs de vol. De plus, chaque commande, de l’axe cyclique, de l’axe collectif, ou du lacet, se voit généralement attribuer une architecture de compensateur de vol différente afin de résoudre des problématiques spécifiques à chaque commande. Par exemple, un trim à friction est privilégié pour la commande de l’axe collectif tandis qu’un trim à ressort est privilégié pour la commande de l’axe cyclique. En conséquence, il n’existe pas d’architecture qui soit entièrement paramétrable et répondant aux besoins en sécurité et en ergonomie des commandes. De plus, les architectures existantes de trim ne sont pas universelles, ne correspondent qu’à une commande cyclique, de collectif, ou du lacet, et nécessitent donc un développement complexe. La présente invention a donc pour but de pallier les inconvénients précités et de fournir un système de commande de trim pouvant générer une loi d’effort librement paramétrable et universellement utilisable. La présente invention a pour objet un système de commande universel d’un compensateur de vol d’un aéronef, comprenant un organe de pilotage pivotant autour d’au moins un axe de rotation, le système comprenant en outre un moyen principal de retour d’effort comprenant un moteur électrique et lié à l’organe de pilotage, un moyen de secours de retour d’effort lié à l’organe de pilotage par l’intermédiaire d’un embrayage, et une unité de contrôle du moyen principal de retour d’effort. Ainsi, cette architecture peut être utilisée pour toute commande de trim telle que la commande cyclique, de collectif, ou du lacet. De plus, le moyen principal est actif et permet ainsi un paramétrage libre et en temps réel de la loi de retour d’effort. Enfin, la sécurité du système est garantie par le moyen de secours. Avantageusement, le moyen principal de retour d’effort comprend un capteur de couple entre le moteur électrique et l’organe de pilotage et/ou comprend une boucle de contrôle du courant d’alimentation du moteur électrique. Dans un mode de réalisation, le moyen principal de retour d’effort comprend un capteur de position et/ou de vitesse du moteur électrique. Dans un mode particulier de réalisation, l’unité de contrôle et le moteur électrique sont configurés pour simuler une loi d’effort d’un ressort et/ou une loi d’effort d’un module de friction. Avantageusement, le moyen de secours de retour d’effort comprend un module de friction sèche et/ou un frein pilotable à manque de courant. Dans un mode particulier de réalisation, le moyen de secours de retour d’effort comprend un moteur d’amortissement. Avantageusement, l’unité de contrôle comprend un module de commande du moyen principal de retour d’effort, et un module de surveillance du moyen principal de retour d’effort. Avantageusement, le moyen principal de retour d’effort est lié à l’organe de pilotage par l’intermédiaire d’un embrayage et/ou d’une goupille de sécurité, et dans lequel le module de surveillance est configuré pour, en cas de panne du moyen principal de retour d’effort, découpler le moyen principal de retour d’effort de l’organe de pilotage et pour accoupler le moyen de secours de retour d’effort à l’organe de pilotage. Avantageusement, le système de commande comprend un arbre principal reliant l’organe de pilotage au moyen principal de retour d’effort et/ou au moyen de secours de retour d’effort, et au moins un capteur de position angulaire de l’arbre principal. L’invention a également pour objet un hélicoptère comprenant trois systèmes tel que définis précédemment, respectivement pour la commande de l’axe collectif, de l’axe cyclique, et du lacet, et un ordinateur de bord pilotant chaque unité de contrôle. D’autres buts, caractéristiques et avantages de l’invention apparaîtront à la lecture de la description suivante, donnée uniquement à titre d’exemple non limitatif, et faite en référence aux dessins annexés sur lesquels : est une représentation schématique d’un système de commande selon l’invention. Exposé détaillé d’au moins un mode de réalisation On a représenté schématiquement sur la un système 1 de commande universel d’un compensateur de vol d’un aéronef 2 selon l’invention. L’aéronef est par exemple un hélicoptère comprenant ledit système 1 commandant l’axe collectif, l’axe cyclique ou le lacet dudit hélicoptère. On entend par universel que le système de commande convient autant pour la commande de l’axe collectif, ou de l’axe cyclique ou du lacet. Le système 1 de commande comprend un bâti (non représenté) ainsi qu’un organe de pilotage 3 monté pivotant par rapport au bâti autour d’au moins un axe de rotation 5. L’organe de pilotage 3 est par exemple un manche de pilotage 3 et permet par exemple de piloter l’axe collectif, l’axe cyclique ou le lacet de l’aéronef 2. Le bâti comprend des butées mécaniques 7 contre lesquelles bute l’organe de pilotage 3 pour limiter sa course angulaire. Le système 1 de commande comprend au moins un moyen principal 9 de retour d’effort lié à l’organe de pilotage 3, la force de rappel du moyen principal 9 de retour d’effort étant dirigée dans le sens contraire d’une force externe appliquée par le pilote de l’aéronef sur l’organe de pilotage 3. Le moyen principal 9 comprend un moteur électrique 11 et est relié à l’organe de pilotage 3 par l’intermédiaire d’un arbre principal 13 du système 1 de commande. Le moteur électrique 11 est par exemple un moteur triphasé synchrone à aimants permanents, et/ou un moteur à balais, et/ou piézo-électrique. Optionnellement, le moyen principal 9 de retour d’effort comprend un capteur 15 de position et/ou de vitesse configuré pour mesurer la position et/ou la vitesse du moteur électrique 11. Optionnellement, le moyen principal 9 de retour d’effort comprend un capteur de couple 17 positionné entre le moteur électrique 11 et l’arbre principal 13 et permettant de monitorer l’effort du pilote sur l’organe de pilotage. Le moyen principal 9 est un moyen uniquement actif et adaptatif de retour d’effort. En particulier, il ne comprend pas de ressort ou de module de friction. La présence du moteur électrique 11 permet au moyen principal 9 d’être entièrement et librement paramétrable en temps réel afin de générer une loi de retour d’effort adapté à chaque utilisation, et à chaque phase de vol de l’aéronef 2. Cette loi de retour d’effort est assimilable à une loi de retour d’effort mécanique complexe, plus avancée qu’une loi d’effort obtenue à l’aide d’un système uniquement passif ou actif comprenant un contrôleur analogique. Le moyen principal 9 comprend en outre un système d’engrenage 19, par exemple positionné entre le moteur électrique 11 et le capteur de couple 17. De manière à pouvoir être découpler par rapport à l’organe de pilotage 3, le moyen principal 9 comprend un embrayage 21 et/ou une goupille de sécurité 23. Ainsi, en cas de panne dans le moyen principal 9 de retour d’effort, il est possible de désengager l’embrayage 21 et/ou de briser la goupille de sécurité 23 afin de désolidariser le moyen principal 9 de l’organe de sécurité 3. Le système 1 de commande comprend également un moyen de secours 25 de retour d’effort relié à l’organe de pilotage 3, par exemple par l’arbre principal 13. Le moyen de secours 25 est un moyen de retour d’effort passif et permet donc de garantir la sécurité du système 1, uniquement dans le cas où le moyen principal 9 actif tombe en panne. En fonctionnement nominal, le moyen de secours 25 n’influence pas le retour d’effort sur l’organe de pilotage 3. Ce moyen de secours 25 contribue ainsi au libre paramétrage du retour d’effort par le moyen principal 9 de retour d’effort. Le moyen de secours 25 comprend optionnellement un embrayage 27 permettant de découpler le moyen de secours 25 de l’organe de pilotage 3 en mode nominal et de l’accoupler lors d’une panne, c’est-à-dire lorsque le moyen principal est inutilisable et/ou déconnecté. Le moyen de secours 25 comprend en outre un module de friction 29 sèche, la friction générant un retour d’effort auprès de l’organe de pilotage. En variante, le moyen de secours 25 comprend un frein pilotable à manque de courant (non représenté). Ce frein a la particularité de ne s’activer que lorsqu’il n’est plus alimenté, par exemple lors d’une panne de courant et permettant ainsi de générer et transmettre un effort entre le module de friction 29 et l’arbre principal 13 même sans que le moyen principal soit alimenté. Le frein pilotable comprend un module de friction 29 associé à un embrayage 27 piloté en « tout ou rien ». Le fait qu’il soit à manque de courant, dépend du type d’embrayage utilisé, ici normalement fermé. Qui permet en cas de manque d’alimentation de l’embrayage de transmettre les efforts entre le module de friction (29) et l’arbre de sortie de l’actionneur (13). Optionnellement, le moyen de secours 25 comprend un moteur d’amortissement 31, particulièrement utile lors de la présence d’un module de friction 29 de manière à lisser les fluctuations de couple dues à la friction. En outre, le moyen de secours 25 comprend un engrenage 33 et, optionnellement, une goupille de sécurité 35. L’engrenage 33 peut comprendre une boite de vitesse de réduction pour adapter les efforts fournis. Le système 1 comprend également une unité de contrôle 37 du moyen principal 9. Ce contrôle est numérique et s’effectue en boucle fermée et/ou ouverte. Optionnellement, l’unité de contrôle 37 contrôle également le moyen de secours 25, notamment l’embrayage 27. L’unité de contrôle 37 comprend un module de commande 39 du moyen principal 9 de retour d’effort, ainsi qu’un module de surveillance 41 du moyen principal 9. Le module de commande 39 réalise des calculs de loi d’effort en boucle fermée en utilisant certaines informations fournies par le capteur de couple 17. En particulier, le module de surveillance 41 est configuré pour découpler le moyen principal 9 de retour d’effort et pour accoupler, si besoin, le moyen de secours 25 de retour d’effort à l’organe de pilotage 3. Le moyen de surveillance 41 envoie pour cela une consigne aux embrayage 21 et 27, par exemple lors d’une panne du moyen principal 9 de retour d’effort. Les embrayages 21 et 27 sont complémentaires, l’un est embrayé tandis que l’autre est désembrayé. L’unité de contrôle 37 et le moteur électrique 11 sont configurés pour simuler une loi d’effort d’un ressort et/ou une loi d’effort d’un module de friction. Toute loi d’effort de forme différente peut également être générer par le moteur électrique 11 sous la consigne du pilote ou d’un ordinateur de bord. Le système 1 comprend optionnellement un ou plusieurs capteurs de position angulaire 43 de l’arbre principal 13. Ces capteurs communiquent avec l’unité de contrôle 37. Un capteur 43 est par exemple de type transformateur différentiel variable rotatif également appelé capteur RVDT, ou de type résolveur, capteur par effet hall, potentiomètre ou tout autre type de capteur. Optionnellement, chaque capteur de position angulaire 43 est relié à l’arbre principal 13 par une goupille de sécurité 45, permettant de désolidariser ledit capteur 43 de l’arbre principal 13, lors d’une panne du capteur 43 par exemple. L’unité de contrôle 37 reçoit des informations depuis les capteurs de position 15, de couple 17 et de position angulaire 43, ainsi que depuis un ordinateur de bord 46. A l’aide de ces informations, le module de commande 39 contrôle en courant le moteur électrique 11 et le module de surveillance 41 contrôle en courant l’embrayage 21 et l’embrayage 27. Dans un mode particulier de réalisation, le système 1 ne comprend pas de capteur de couple 17, car pouvant être jugé imposant et couteux, et l’unité de contrôle peut mettre en œuvre une boucle ouverte de contrôle du courant d’alimentation du moteur électrique 11 avec compensation statique et dynamique, respectivement pour surmonter les frottements statiques et visqueux. La boucle de contrôle du courant d’alimentation donne une image de la force appliquée. Durant son utilisation, l’unité de contrôle 37 met en œuvre une première boucle d’asservissement en position de l’organe de pilotage 3. L’unité de contrôle 37 peut intégrer le cas échéant dans cette première boucle la boucle de contrôle du courant, servant pour le pilotage du moteur 11. La première boucle d’asservissement sera mise en œuvre en donnant accès à une table de paramétrage comprise dans l’unité de contrôle 37 et qui contient tous les points singuliers du profil de loi d’effort pouvant être réalisés. Par conséquent, il sera possible de modifier librement la loi d’effort du système 1 dans la limite de son domaine de validité. L’unité de contrôle 37 met également une protection en œuvre afin de fournir une transition de couple progressive entre une consigne en cours et une nouvelle consigne lors d’une modification de consigne de la part d’un pilote ou de l’ordinateur de bord. Une alerte sera remontée par l’unité de contrôle 37 si un risque de configuration inappropriée est détecté, par exemple près des butées mécaniques, afin de garantir l'intégrité mécanique du système 1. L’invention a également pour objet un hélicoptère 2 comprenant trois systèmes 1, respectivement pour la commande de l’axe collectif, de l’axe cyclique et pour la commande du lacet dudit hélicoptère 2. L’hélicoptère comprend également un ordinateur de bord 46 pilotant chaque unité de contrôle 37 en communiquant des consignes de position, et/ou de vitesse, et/ou de loi d’effort. Optionnellement, une unique unité de contrôle 37 peut être utilisée pour les trois système 1. Optionnellement, certains capteurs tel que le capteur de position angulaire 43 communiquent avec l’ordinateur de bord 46. Système (1) de commande universel d’un compensateur de vol d’un aéronef (2), comprenant un organe de pilotage (3) pivotant autour d’au moins un axe de rotation (5), caractérisé en ce qu’il comprend un moyen principal (9) de retour d’effort comprenant un moteur électrique (11) et lié à l’organe de pilotage (3), un moyen de secours (25) de retour d’effort lié à l’organe de pilotage (3) par l’intermédiaire d’un embrayage (27), et une unité de contrôle (37) du moyen principal (9) de retour d’effort. Système (1) selon la revendication 1, dans lequel le moyen principal (9) de retour d’effort comprend un capteur de couple (17) entre le moteur électrique (11) et l’organe de pilotage (3) et/ou comprend une boucle de contrôle du courant d’alimentation du moteur électrique (11). Système (1) selon l’une des revendications 1 et 2, dans lequel le moyen principal (9) de retour d’effort comprend un capteur de position (15) et/ou de vitesse du moteur électrique (11). Système (1) selon l’une quelconque des revendications 1 à 3, dans lequel l’unité de contrôle (37) et le moteur électrique (11) sont configurés pour simuler une loi d’effort d’un ressort et/ou une loi d’effort d’un module de friction. Système (1) selon l’une quelconque des revendications 1 à 4, dans lequel le moyen de secours (25) de retour d’effort comprend un module de friction (29) sèche et/ou un frein pilotable à manque de courant. Système (1) selon l’une quelconque des revendications 1 à 5, dans lequel le moyen de secours (25) de retour d’effort comprend un moteur d’amortissement (31). Système (1) selon l’une quelconque des revendications 1 à 6, dans lequel l’unité de contrôle (37) comprend un module de commande (39) du moyen principal (9) de retour d’effort, et un module de surveillance (41) du moyen principal (9) de retour d’effort. Système (1) selon l’une quelconque des revendications 1 à 7, dans lequel le moyen principal (9) de retour d’effort est lié à l’organe de pilotage (3) par l’intermédiaire d’un embrayage (21) et/ou d’une goupille de sécurité (23), et dans lequel le module de surveillance (41) est configuré pour, en cas de panne du moyen principal (9) de retour d’effort, découpler le moyen principal (9) de retour d’effort de l’organe de pilotage (3) et pour accoupler le moyen de secours (25) de retour d’effort à l’organe de pilotage (3). Système (1) selon l’une quelconque des revendications 1 à 8, comprenant un arbre principal (13) reliant l’organe de pilotage (3) au moyen principal (9) de retour d’effort et/ou au moyen de secours (25) de retour d’effort, et au moins un capteur de position angulaire (43) de l’arbre principal (13). Hélicoptère (2) caractérisé en ce qu’il comprend trois systèmes (1) selon l’une quelconque des revendications 1 à 9, respectivement pour la commande de l’axe collectif, de l’axe cyclique, et du lacet, et un ordinateur de bord (46) pilotant chaque unité de contrôle (37).