FR 3161416 A1 20251024 FR 2404116 A 20240419 Un aéronef à décollage et atterrissage vertical. L’aéronef comprend une entrée d’air (22), reliée à un équipement (14) à refroidir. L’aéronef comprend en outre une hélice (16) d’entraînement horizontal, agencée pour générer un écoulement d’air dans l’entrée d’air (22). L’aéronef comprend encore un système de commande, agencé pour recevoir en entrée une commande en trajectoire et émettre en sortie une commande d’actionnement d’un ensemble d’actionneurs. Certains au moins de l’ensemble d’actionneurs sont aptes à générer un mouvement essentiellement vertical. En phase de vol essentiellement vertical, le système de commande est en outre agencé pour recevoir en entrée un besoin de refroidissement et pour émettre en sortie une commande en rotation de l’hélice (16). En phase de vol essentiellement vertical, le système de commande est encore agencé pour déterminer la commande d’actionnement en fonction de la commande en rotation de l’hélice (16). Figure d’abrégé : [Fig.3] Système de commande pour refroidir un équipement embarqué d’un aéronef à décollage et atterrissage vertical L’invention concerne le domaine des aéronefs à décollage et atterrissage vertical, aussi désignés VTOL dans la technique (de l’équivalent anglais « Vertical Take-Off and Landing »). Plus particulièrement, l’invention se rapporte à un système de commande pour refroidir un équipement embarqué d’un aéronef VTOL, lorsque ce dernier est en phase de vol vertical. Un aéronef VTOL comprend généralement un système de propulsion présentant une pluralité de rotors, chaque rotor étant configuré de manière à tourner autour d’un axe de rotation par rapport à un stator respectif. Les rotors, mis en rotation, sont capables de produire conjointement un mouvement essentiellement vertical de l’aéronef, notamment pour les phases de décollage et d’atterrissage de celui-ci. Un aéronef VTOL peut décoller d’une infrastructure au sol réduite, et y atterrir. Cela rend son utilisation particulièrement adaptée en environnement fortement contraint, comme les villes par exemple, et permet de réduire l’empreinte au sol nécessaire à son opération. Un aéronef, en particulier un aéronef VTOL, comprend de nombreux équipements embarqués qui nécessitent d’être refroidis pendant le vol. Par exemple, ces équipements peuvent comprendre des moteurs, tels que des turbogénérateurs, des batteries, ou encore des équipements d’avionique. Typiquement, l’aéronef présente une ou plusieurs entrées d’air, reliées aux équipements à refroidir. Les équipements sont refroidis par un écoulement d’air en provenance de ces entrées d’air. Par exemple, pour refroidir le moteur faisant tourner une hélice, une solution de l’état de la technique consiste à disposer, en aval de l’hélice, une entrée d’air reliée au moteur, de sorte que l’écoulement d’air généré par la rotation de l’hélice refroidisse le moteur. En phase de décollage et d’atterrissage, un aéronef non VTOL bénéficie d’une vitesse d’avancement propre à générer, dans ses entrées d’air, un écoulement d’air dont le débit est suffisant pour refroidir les équipements embarqués. Typiquement cette vitesse d’avancement est supérieure ou égale à 8 m/s. En revanche, un aéronef VTOL en phase de décollage et d’atterrissage présente une vitesse d’avancement faible, voire nulle. Typiquement, cette vitesse d’avancement est inférieure à 8 m/s. Dans ces conditions, l’écoulement d’air généré dans les entrées d’air présente un débit insuffisant pour refroidir efficacement les équipements embarqués. Une solution de l’état de la technique consiste à disposer un ou plusieurs ventilateurs à proximité des équipements à refroidir. Ces ventilateurs assurent, par leur rotation, un écoulement d’air au débit nécessaire, même lorsque l’aéronef VTOL est en phase de vol essentiellement vertical. Cette solution n’est toutefois pas satisfaisante, car la présence des ventilateurs induit une masse et un encombrement supplémentaires pour l’aéronef. Par ailleurs, le circuit de refroidissement comprenant ces ventilateurs peut se trouver surdimensionné pour des phases de vol à haute vitesse, pendant lesquelles le débit de l’écoulement d’air autour de l’aéronef est élevé. Ce surdimensionnement peut se traduire par une trainée supplémentaire. En outre, les ventilateurs représentent une source potentielle de panne supplémentaire pour l’aéronef. L’invention vient améliorer la situation. À cet effet, elle propose un aéronef à décollage et atterrissage vertical. L’aéronef comprend une entrée d’air, reliée à un équipement à refroidir. L’aéronef comprend en outre une hélice d’entraînement horizontal, agencée pour générer un écoulement d’air dans l’entrée d’air. L’aéronef comprend encore un système de commande, agencé pour recevoir en entrée une commande en trajectoire et émettre en sortie une commande d’actionnement d’un ensemble d’actionneurs. Certains au moins de l’ensemble d’actionneurs sont aptes à générer un mouvement essentiellement vertical. En phase de vol essentiellement vertical, le système de commande est en outre agencé pour recevoir en entrée un besoin de refroidissement et pour émettre en sortie une commande en rotation de l’hélice. En phase de vol essentiellement vertical, le système de commande est encore agencé pour déterminer la commande d’actionnement en fonction de la commande en rotation de l’hélice. L’invention permet de refroidir efficacement des équipements embarqués, même lorsque l’aéronef est en phase de vol essentiellement vertical. On peut ainsi se passer de ventilateurs, ou tout du moins réduire la taille et la puissance de ceux-ci. La fiabilité du refroidissement des équipements embarqués se trouve améliorée. En outre, le système de commande permet d’adapter la rotation de l’hélice aux besoins en refroidissement des équipements embarqués tout en compensant des effets de cette rotation sur la trajectoire de l’aéronef. Des caractéristiques optionnelles de l’invention, complémentaires ou de substitution, sont énoncées ci-après : le système de commande est agencé pour déterminer la commande d’actionnement selon une fonction d’asservissement de type PID ; l’ensemble d’actionneurs comprend un rotor d’entraînement vertical et la commande d’actionnement comprend une commande en rotation de ce rotor d’entraînement vertical ; l’ensemble d’actionneurs comprend une surface de contrôle et la commande d’actionnement comprend une commande en déflexion de cette surface de contrôle ; la surface de contrôle comprend une surface d’aileron, une surface de gouverne de direction ou une surface de gouverne de profondeur ; le système de commande est en outre agencé pour déterminer la commande d’actionnement en fonction d’un angle d’incidence ou d’un angle de dérapage de l’aéronef ; la commande d’actionnement comprend de modifier l’inclinaison d’un axe longitudinal de l’aéronef par rapport à un plan horizontal ; l’aéronef présente, en phase de vol essentiellement vertical, une vitesse d’avancement strictement inférieure à 8 m/s. L’invention concerne également un procédé de pilotage d’un aéronef à décollage et atterrissage vertical en phase de vol essentiellement vertical. L’aéronef comprend un système de commande, agencé pour recevoir en entrée une commande en trajectoire, et recevoir en entrée un besoin en refroidissement d’un équipement à refroidir. Le système de commande est en outre agencé pour émettre en sortie une commande en rotation d’une hélice d’entraînement horizontal, de manière à générer un écoulement d’air dans une entrée d’air reliée à l’équipement à refroidir. Le système de commande est en outre agencé pour déterminer une commande d’actionnement d’un ensemble d’actionneurs en fonction de la commande en trajectoire et de la commande en rotation de l’hélice. Le système de commande est encore agencé pour émettre en sortie la commande d’actionnement à l’ensemble d’actionneurs. D’autres caractéristiques et avantages de l’invention sont exposés en détail dans la description ci-après, faite en référence aux dessins annexés, sur lesquels : la FIG. 1 est un diagramme schématique du fonctionnement d’un système de commande de l’aéronef VTOL selon l’invention ; la FIG. 2 représente un aéronef selon un mode de réalisation de l'invention, en vue de côté ; la FIG. 3 est analogue à la FIG. 2 . Les dessins et la description ci-après contiennent, pour l'essentiel, des éléments de caractère certain. Ils pourront donc non seulement servir à mieux faire comprendre la présente invention, mais aussi contribuer à sa définition, le cas échéant. On fait référence aux figures 1 à 3. La FIG. 1 représente une vue schématique du fonctionnement d’un dispositif de pilotage 10 pour un aéronef à décollage et atterrissage vertical, ou aéronef 1, selon l’invention. Les figures 2 et 3 représentent un mode de réalisation de l’aéronef 1. L’aéronef 1 comprend un fuselage 3, qui s’étend généralement selon un premier axe, appelé "axe longitudinal" de l’aéronef 1. L’aéronef 1 est en outre caractérisé par un deuxième axe, ou axe latéral, perpendiculaire à son axe longitudinal. Cet axe latéral croise l’axe longitudinal en un point correspondant au centre de gravité de l’aéronef 1. L’aéronef 1 est encore caractérisé par un troisième axe, perpendiculaire à son axe longitudinal et à son axe latéral et passant par le centre de gravité de l’aéronef 1. Ce troisième axe est appelé "axe vertical" de l’aéronef 1 dans la technique, bien que cet axe ne s’étende pas toujours selon la direction verticale. Le centre de gravité, l’axe longitudinal, l’axe latéral et l’axe vertical de l’aéronef 1 forment ensemble un repère attaché à l’aéronef 1, que l’on appelle "repère avion" dans la suite de la description. L’aéronef 1 est généralement symétrique, suivant un plan comprenant son axe longitudinal et son axe vertical. Ce plan est appelé "plan de symétrie" de l’aéronef 1 dans la suite de la description. On appelle "plan transversal" de l’aéronef 1 le plan comprenant l’axe longitudinal et l’axe latéral de l’aéronef 1. On appelle "angle d’assiette" de l’aéronef 1 l’angle formé entre le plan transversal de l’aéronef 1 et un plan horizontal. On appelle "angle d’incidence" de l’aéronef 1 l’angle formé entre l’axe longitudinal de l’aéronef 1 et une projection du vent relatif dans le plan de symétrie de l’aéronef 1. On appelle "axe A1" l’axe résultant d’une rotation de l’axe longitudinal de l’aéronef 1 dans le plan de symétrie, cette rotation ayant pour centre le centre de gravité de l’aéronef 1 et pour valeur d’angle l’angle d’incidence de l’aéronef 1. On appelle "angle de dérapage" de l’aéronef 1 l’angle formé entre cet axe A1 et la direction du vent relatif. Le fuselage 3 de l’aéronef 1 présente une partie avant, conformée en nez 5, et une partie arrière, conformée en queue 7, mutuellement opposées. Sur le mode de réalisation représenté sur les figures 2 et 3, l’aéronef 1 comprend une première aile, ou aile avant 11, attachée sur le fuselage 3 entre le nez 5 et la queue 7, et une deuxième aile, ou aile arrière 13, attachée sur le fuselage 3 en arrière de l’aile avant 11. En outre, l’aéronef 1 présente un empennage 9, disposé sur la queue 7 du fuselage 3. L’empennage 9 présente une partie dite "de plan vertical", qui s’étend généralement selon le plan de symétrie de l’aéronef 1, et une partie dite "de plan horizontal", qui s’étend généralement selon le plan transversal de l’aéronef 1. On appelle "vitesse d’avancement" la vitesse de l’aéronef 1 suivant son axe longitudinal. La vitesse d’avancement est déterminée en référence à un repère indépendant de l’aéronef 1, que l’on appelle "repère terrestre" dans la suite de la description. Le repère terrestre comprend, par exemple, une direction verticale et une direction horizontale. On appelle "phase de vol essentiellement vertical" une phase de vol pendant laquelle l’aéronef 1 présente une valeur de vitesse d’avancement faible, voire nulle. Typiquement, cette valeur est strictement inférieure à 8 m/s. La phase de vol essentiellement vertical peut, par exemple, correspondre à une phase de décollage, une phase d’atterrissage, ou encore une phase de vol stationnaire de l’aéronef 1. On appelle "phase de vol d’avancement" une phase de vol pendant laquelle l’aéronef 1 présente une valeur de vitesse d’avancement élevée. Typiquement, cette valeur est supérieure ou égale à 8 m/s. L’aéronef 1 comprend un ensemble d’actionneurs 18, dont certains au moins participent à créer le mouvement essentiellement vertical de l’aéronef 1 pendant la phase de vol essentiellement vertical. L’ensemble d’actionneurs 18 peut ainsi comprendre un ou plusieurs rotors d’entraînement vertical, lesquels sont appelés rotors dans la suite de la description. Les rotors, mis en rotation, sont capables de produire conjointement un mouvement essentiellement vertical de l’aéronef, notamment pour les phases de décollage et d’atterrissage de celui-ci. Chaque rotor est configuré de manière à tourner autour d’un axe de rotation par rapport à un stator respectif. Généralement, les axes de rotation des rotors sont dirigés sensiblement parallèlement à l’axe vertical de l’aéronef 1. Dans un mode de réalisation de l’invention, la direction de l’un ou de plusieurs de ces axes peut être modifiable par rapport à la direction de l’axe vertical de l’aéronef 1. Chaque rotor présente en outre une pluralité de pales, qui peuvent être à pas variable. Sur le mode de réalisation représenté sur les figures 2 et 3, l’ensemble d’actionneurs 18 comprend huit rotors, répartis sur l’aile avant 11 et l’aile arrière 13. En outre, l’ensemble d’actionneurs 18 peut comprendre une ou plusieurs surfaces de contrôle. Ces surfaces de contrôle sont des éléments mobiles attachés sur le carénage de l’aéronef 1. En particulier, les surfaces de contrôle sont attachées sur le carénage de l’aéronef 1 à rotation. Les surfaces de contrôle participent à contrôler la stabilité de l’aéronef 1 en roulis (mouvement de rotation de l’aéronef 1 autour de son axe longitudinal), en tangage (mouvement de rotation de l’aéronef 1 autour de son axe latéral) et en lacet (mouvement de rotation de l’aéronef 1 autour de son axe vertical). Les surfaces de contrôle peuvent comprendre des surfaces d’aileron prévues sur les ailes de l’aéronef 1, lesquelles participent au contrôle de la stabilité de l’aéronef 1 en roulis. Les surfaces de contrôle peuvent en outre comprendre des surfaces de gouverne de direction prévues sur la partie de plan vertical de l’empennage 9, lesquelles participent au contrôle de la stabilité de l’aéronef 1 en lacet. Les surfaces de contrôle peuvent encore comprendre des surfaces de gouverne de profondeur prévues sur la partie de plan horizontal de l’empennage 9, lesquelles participent au contrôle de la stabilité de l’aéronef 1 en tangage. L’aéronef 1 comprend en outre une hélice d’entraînement horizontal, ou hélice 16. L’hélice 16 est configurée de manière à tourner autour d’un axe de rotation par rapport au fuselage 3 de l’aéronef 1. Cet axe est dirigé sensiblement parallèlement à l’axe longitudinal de l’aéronef 1. L’hélice présente en outre une pluralité de pales, qui peuvent être à pas variable. Lorsque l’hélice 16 est en rotation, celle-ci génère une force de poussée vers l’avant de l’aéronef 1, comme représenté par la flèche 36 sur les figures 2 et 3. En particulier, l’hélice 16 participe à générer la poussée vers l’avant de l’aéronef 1 pendant la phase de vol d’avancement. Sur le mode de réalisation représenté sur les figures 2 et 3, l’hélice 16 est disposée sur le nez 5 de l’aéronef 1. L’aéronef 1 comprend en outre un équipement embarqué, ou équipement 14, qui nécessite d’être refroidi pendant la phase de vol essentiellement vertical. L’équipement 14 peut comprendre un ou plusieurs moteurs, tels que des turbogénérateurs, une ou plusieurs batteries, ou encore des équipements d’avionique. Typiquement, l’équipement 14 est logé dans le fuselage 3 de l’aéronef 1, entre le nez 5 et la queue 7. L’aéronef 1 présente encore, à proximité de l’hélice 16, au moins une entrée d’air 22. L’entrée d’air 22 est reliée à l’équipement 14, par exemple par l’intermédiaire d’un conduit d’air (non représenté). Typiquement, ce conduit d’air débouche du fuselage 3 par une sortie d’air (non représentée). Par exemple, l’entrée d’air 22 peut être de type connu sous le nom prise d’air NACA ou de type connu sous le nom prise d’air SCOOP. L’aéronef 1 peut en outre comprend un échangeur thermique (non représenté), relié à l’équipement 14. Cet échangeur thermique est agencé de manière à faciliter la dissipation de la chaleur de l’équipement 14 par l’écoulement d’air en provenance de l’entrée d’air 22. Le dispositif 10 comprend un système de commande 12, agencé pour recevoir en entrée une commande en trajectoire 20 et émettre en sortie une commande d’actionnement de l’ensemble d’actionneurs 18. Typiquement, la commande en trajectoire 20 est entrée par un pilote de l’aéronef 1, depuis une interface homme machine d’entrée (non représentée). Par exemple, cette interface peut comprendre un ou plusieurs manches de pilotage. En phase de vol essentiellement vertical, la commande en trajectoire 20 peut comprendre un taux de tangage, un taux de roulis, un taux de lacet, une vitesse horizontale et/ou une vitesse verticale. Le taux de tangage, le taux de roulis et le taux de lacet sont chacun déterminés par rapport au repère avion. La vitesse horizontale et la vitesse verticale sont chacune déterminées par rapport au repère terrestre. En phase de vol essentiellement vertical, le système de commande 12 reçoit en entrée la commande en trajectoire 20 et émet en sortie une commande d’actionnement de l’ensemble d’actionneurs 18. Cette commande d’actionnement peut comprendre une commande en rotation de l’un ou de plusieurs des rotors de cet ensemble. Par exemple, pour l’un de ces rotors, la commande en rotation peut fournir en sortie une valeur de vitesse ou un sens de rotation, une valeur d’inclinaison de l’axe de rotation ou une valeur d’angle de calage des pales. En outre, la commande d’actionnement peut comprendre une commande en déflexion de l’une ou de plusieurs des surfaces de contrôle de l’ensemble d’actionneurs 18. Par exemple, pour l’une de ces surfaces, la commande en déflexion peut fournir une valeur d’angle de déflexion. Le système de commande 12 est en outre agencé pour recevoir en entrée un besoin de refroidissement de l’équipement 14 et pour émettre en sortie une commande en rotation de l’hélice 16, pendant la phase de vol essentiellement vertical. Par exemple, cette commande en rotation peut fournir en sortie une valeur de vitesse de rotation ou une valeur d’angle de calage des pales pour l’hélice 16. La rotation de l’hélice 16 génère un écoulement d’air dans l’entrée d’air 22, comme désigné sur les figures 2 et 3 par la référence 32. Cet écoulement d’air est conduit jusqu’à l’équipement 14 de manière à refroidir ce dernier. Plus l’équipement 14 a besoin d’être refroidi, plus le système de commande 12 augmente la vitesse de rotation de l’hélice 16. De cette manière, même en phase de vol essentiellement vertical, l’équipement 14 reçoit un flux d’air dont le débit est suffisant pour couvrir ses besoins en refroidissement. En outre, le contrôle de ce débit peut être fait en temps réel. La rotation de l’hélice 16 génère des effets sur les forces et les moments qui s’appliquent à l’aéronef 1. La rotation de l’hélice 16 a principalement pour effet d’augmenter la force de poussée s’appliquant à l’aéronef 1. Cette rotation a également pour effet d’augmenter le moment de roulis de l’aéronef 1 (moment anti-couple). Cette rotation a encore pour effet d’entraîner la formation d’un tourbillon d’air, lequel exerce une force latérale sur les ailes et la partie de plan vertical de l’empennage 9 de sorte à générer un moment de lacet supplémentaire. En outre, en cas de vent autour de l’aéronef 1, la rotation de l’hélice 16 induit des effets supplémentaires, qui dépendent de l’angle d’incidence et de l’angle de dérapage de l’aéronef 1. Ces effets supplémentaires peuvent aussi dépendre de la position relative du centre de rotation de l’hélice 16 et du centre de gravité de l’aéronef 1, notamment suivant l’axe vertical de l’aéronef 1. On détaille dans ce qui suit les effets supplémentaires induits par la rotation de l’hélice 16 en cas de vent externe. On appelle centre C le centre de rotation de l’hélice 16. On appelle axe X l’axe passant par le centre C et parallèle à l’axe longitudinal de l’aéronef 1. L’axe X correspond à l’axe de rotation de l’hélice 16. On appelle axe Y l’axe passant par le centre C et parallèle à l’axe latéral de l’aéronef 1. On appelle axe Z l’axe passant par le centre C et parallèle à l’axe vertical de l’aéronef 1. Lorsque l’angle d’incidence et l’angle de dérapage sont nuls, la mise en rotation de l’hélice 16 génère, sur le centre de rotation de l’hélice 16, une force de poussée selon l’axe X, ainsi qu’un moment anti-couple autour de cet axe X. Lorsque l’angle d’incidence est non nul et que l’angle de dérapage est nul, la mise en rotation de l’hélice 16 génère, sur le centre de rotation de l’hélice 16, une force de poussée selon l’axe X, des forces normale et latérale selon l’axe Y, un moment anti-couple autour de l’axe X, ainsi qu’un moment dit "1P" autour de l’axe Z. Un moment dit "1P" est un moment cyclique, dont la période correspond à un tour d’hélice. Lorsque l’angle d’incidence est nul et que l’angle de dérapage est non nul, la mise en rotation de l’hélice 16 génère, sur le centre de rotation de l’hélice 16, une force de poussée selon l’axe X, une force normale selon l’axe Y, une force selon l’axe Z, un moment anti-couple autour de l’axe X, ainsi qu’un moment 1P autour de l’axe Y. Lorsque l’angle d’incidence et l’angle de dérapage sont non nuls, la mise en rotation de l’hélice 16 génère, sur le centre de rotation de l’hélice 16, une force de poussée selon l’axe X, une force normale selon l’axe Y, une force selon l’axe Z, un moment anti-couple selon l’axe X ainsi que des moments 1P autour des axes Y et Z. Il résulte de ces forces et de ces moments s’appliquant sur le centre C de rotation de l’hélice 16 des effets sur les forces et les moments s’appliquant sur le centre de gravité de l’aéronef 1. Lorsque l’hélice 16 est en rotation, les effets décrits ci-dessus concernant les forces et les moments s’appliquant à l’aéronef 1 ont tendance à faire s’écarter celui-ci de la trajectoire visée par la commande en trajectoire 20. Le système de commande 12 selon l’invention est agencé pour déterminer la commande d’actionnement de l’ensemble d’actionneurs 18 de manière à compenser ces effets et que l’aéronef 1 conserve une trajectoire conforme à la commande en trajectoire 20. Dans cette perspective, le système de commande 12 est agencé pour déterminer la commande d’actionnement de l’ensemble d’actionneurs 18 en fonction de la rotation de l’hélice 16. Le système de commande 12 peut se baser sur des mesures en provenance de capteurs et/ou utiliser directement des valeur de la commande en rotation de l’hélice 16 pour déterminer les effets de la rotation de l’hélice 16 à compenser. Le système de commande 12 comprend une fonction d’asservissement, qui peut être de type PID, par exemple. La commande d’actionnement peut comprendre de modifier la commande en rotation de l’un ou de plusieurs des rotors, ou de modifier la commande en déflexion de l’une ou de plusieurs des surfaces de contrôle. De cette manière, le système de commande 12 assure que l’équipement 14 est refroidi efficacement tout en garantissant que la trajectoire prévue dans la commande en trajectoire 20 est respectée. En particulier, l’équipement 14 est refroidi efficacement sans qu’il y ait besoin d’intégrer un ventilateur supplémentaire sur l’aéronef 1. Outre le gain en masse et en encombrement lié à l’absence du ventilateur lui-même, l’invention peut permettre, selon les configurations, de réduire les dimensions de l’entrée d’air, de la sortie d’air et de l’échangeur thermique prévus pour refroidir l’équipement embarqué. Ainsi, la trainée en vol à haute vitesse peut également être réduite. Les figures 2 et 3 illustrent un exemple de mise en œuvre du système de commande selon l’invention. Dans cet exemple, le système de commande 12 reçoit une commande en trajectoire 20 correspondant à un mouvement stationnaire. Cette commande comprend des valeurs nulles de taux de roulis, de tangage et de lacet (dans le repère avion), ainsi que des valeurs nulles de vitesse verticale et de vitesse horizontale (dans le repère terrestre). Sur la FIG. 2 , le système de commande 12 ne prend pas encore en compte une rotation de l’hélice 16 pour déterminer la commande d’actionnement de l’ensemble d’actionneurs 18. Le système de commande 12 détermine cette commande d’actionnement de manière que la force de poussée des rotors, représentée par la flèche 38, soit sensiblement égale au poids de l’aéronef 1, représenté par la flèche 34. Ici, l’angle d’assiette de l’aéronef 1 est nul. En outre, le système de commande 12 met en rotation l’hélice 16 de manière à refroidir l’équipement 14 par l’écoulement d’air 32. Ici, cette rotation génère la force de poussée représentée par la flèche 36. Cette force de poussée est dirigée vers l’avant de l’aéronef 1, suivant l’axe longitudinal de l’aéronef 1. Sous l’effet de la rotation de l’hélice 16, l’aéronef 1 tend à se déplacer vers l’avant. L’aéronef 1 présente donc une valeur de vitesse horizontale réelle non nulle, contrairement à ce qui est prévu par la commande en trajectoire 20. Sur la FIG. 3 , le système de commande 12 détermine la commande d’actionnement de l’ensemble d’actionneurs 18 en fonction de la rotation de l’hélice 16, de manière à compenser les effets générés par cette rotation. Ici, le système de commande 12 constate un écart entre une mesure de la vitesse horizontale réelle de l’aéronef 1, par exemple fournie par un capteur, et la valeur nulle de vitesse horizontale fournie par la commande en trajectoire 20. Le système de commande 12 détermine alors une commande d’actionnement comprenant de cabrer l’aéronef 1, c’est-à-dire d’augmenter son angle d’assiette, de sorte que la résultante de la force de poussée des rotors vers l’arrière compense la résultante de la force de poussée de l’hélice 16 vers l’avant. Cette commande d’actionnement comprend, en particulier, d’augmenter la force de poussée des rotors disposés sur l’aile avant 11, par exemple en augmentant leur vitesse de rotation, par rapport à la force de poussée des rotors disposés sur l’aile arrière 13. L’angle d’assiette de l’aéronef 1 est augmenté d’une valeur A2, positive. Le nez 5 de l’aéronef 1 s’oriente vers le haut. La direction de la force de poussée 38 des rotors se trouve inclinée de l’angle A2 par rapport à la direction verticale, vers l’arrière. La force de poussée 38 des rotors se décompose alors en une composante verticale, représentée par la flèche 39, et une composante horizontale, représentée par la flèche 40. De même, la force de poussée 36 de l’hélice 16 peut se décomposer en une composante verticale et une composante horizontale. La composante verticale 39 de la force de poussée 38 des rotors présente un sens opposé à celui du poids de l’aéronef 1. La commande d’actionnement est déterminée de manière que la résultante de cette composante verticale 39, du poids 34 et de la composante verticale de la force de poussée 36 de l’hélice 16 soit sensiblement nulle. La composante horizontale 40 de la force de poussée 38 des rotors présente un sens opposé à celui de la composante horizontale de la force de poussée 36 de l’hélice 16. La commande d’actionnement est déterminée de manière que la résultante de ces deux composantes soit nulle. En outre, la commande d’actionnement peut comprendre de compenser les moments de roulis, de tangage et de lacet induits par la rotation de l’hélice 16. La commande d’actionnement peut comprendre de compenser le moment de roulis en générant un différentiel de force de poussée entre les rotors disposés à droite et les rotors disposés à gauche de l’aéronef 1, par exemple par l’intermédiaire d’une variation dans leurs vitesses de rotation respectives. La commande d’actionnement peut en outre comprendre de compenser le moment de tangage en générant un différentiel de force de poussée entre les rotors disposés sur l’aile avant 11 et les rotors disposés sur l’aile arrière 13. La commande d’actionnement peut encore comprendre de compenser le moment de lacet en faisant tourner une partie des rotors dans le sens horaire et l’autre partie dans le sens anti-horaire. La trajectoire de l’aéronef 1 n’est ainsi pas affectée par l’incrément de rotation de l’hélice 16 nécessaire pour les besoins de refroidissement. Cette commande d’actionnement résulte en un positionnement inhabituel de l’aéronef 1. En effet, d’ordinaire, en phase de vol essentiellement vertical, on préfère que le nez de l’aéronef VTOL soit légèrement incliné vers le bas, par exemple d’environ 3° par rapport à un plan horizontal, afin d’améliorer la visibilité pour le pilote. La norme de la composante verticale 39 est égale à la norme de la force de poussée 38, multipliée par le cosinus de l’angle A2. La norme de la composante horizontale 40 est égale à la norme de la force de poussée 38, multipliée par le sinus de l’angle A2. Ainsi, une inclinaison d’un angle A2 de quelques degrés seulement suffit à générer, pour les rotors, une composante horizontale 40 de poussée vers l’arrière suffisante pour compenser la poussée vers l’avant de l’hélice 16. Cette inclinaison n’impose pas d’accroître significativement l’intensité de la force de poussée 38 pour obtenir une composante verticale 39 vers le haut suffisante pour s’opposer au poids de l’aéronef 1. Par exemple, on considère un aéronef d’environ 2000 kg pourvu d’une hélice d’un diamètre d’environ 1,75 m. Le système de commande fait tourner cette hélice à une vitesse de 800 tr/min pendant la phase de vol essentiellement vertical, ce qui nécessite une puissance de l’ordre de 4 kW. Cette rotation génère un écoulement d’air d’une vitesse d’environ 8 m/s, propre à refroidir l’équipement embarqué. La rotation de l’hélice génère en outre une force de poussée vers l’avant d’environ 350 N, qu’il est possible de compenser avec une inclinaison d’un angle A2 d’environ 1° seulement. L'invention n'est pas limitée aux modes de réalisation décrits plus hauts, mais englobe toutes les variantes envisageables par l'homme de l'art. En particulier, l’aéronef peut comprendre une entrée d’air supplémentaire, reliée au moteur faisant tourner l’hélice, de sorte que, lorsque cette hélice est en rotation, l’écoulement d’air qui en résulte refroidisse aussi ce moteur. En outre, le système de commande peut comprendre une boucle d’asservissement supplémentaire, reliée à la température de l’équipement à refroidir, de manière à déterminer la commande en rotation de l’hélice. Aéronef à décollage et atterrissage vertical, l’aéronef comprenant : - une entrée d’air (22), reliée à un équipement (14) à refroidir ; - une hélice (16) d’entraînement horizontal, agencée pour générer un écoulement d’air dans l’entrée d’air (22) ; - un système de commande (12), agencé pour recevoir en entrée une commande en trajectoire et émettre en sortie une commande d’actionnement d’un ensemble d’actionneurs (18) dont certains au moins sont aptes à générer un mouvement essentiellement vertical ; caractérisé en ce que, en phase de vol essentiellement vertical, le système de commande (12) est en outre agencé pour recevoir en entrée un besoin de refroidissement et pour émettre en sortie une commande en rotation de l’hélice (16), et le système de commande (12) est agencé pour déterminer la commande d’actionnement en fonction de la commande en rotation de l’hélice (16). Aéronef selon la revendication 1, dans lequel le système de commande (12) est agencé pour déterminer la commande d’actionnement selon une fonction d’asservissement de type PID. Aéronef selon l’une des revendications 1 et 2, dans lequel l’ensemble d’actionneurs (18) comprend un rotor d’entraînement vertical et la commande d’actionnement comprend une commande en rotation de ce rotor d’entraînement vertical. Aéronef selon l’une des revendications précédentes, dans lequel l’ensemble d’actionneurs (18) comprend une surface de contrôle et la commande d’actionnement comprend une commande en déflexion de cette surface de contrôle. Aéronef selon la revendication précédente, dans lequel la surface de contrôle comprend une surface d’aileron, une surface de gouverne de direction ou une surface de gouverne de profondeur. Aéronef selon l’une des revendications précédentes, dans lequel le système de commande (12) est en outre agencé pour déterminer la commande d’actionnement en fonction d’un angle d’incidence ou d’un angle de dérapage de l’aéronef. Aéronef selon l’une des revendications précédentes, dans lequel la commande d’actionnement comprend de modifier l’inclinaison d’un axe longitudinal de l’aéronef par rapport à un plan horizontal. Aéronef selon l’une des revendications précédentes, dans lequel l’aéronef présente, en phase de vol essentiellement vertical, une vitesse d’avancement strictement inférieure à 8 m/s. Procédé de pilotage d’un aéronef à décollage et atterrissage vertical en phase de vol essentiellement vertical, l’aéronef comprenant un système de commande (12) agencé pour : - recevoir en entrée une commande en trajectoire, et recevoir en entrée un besoin en refroidissement d’un équipement (14) à refroidir ; - émettre en sortie une commande en rotation d’une hélice (16) d’entraînement horizontal, de manière à générer un écoulement d’air dans une entrée d’air (22) reliée à l’équipement (14) à refroidir ; - déterminer une commande d’actionnement d’un ensemble d’actionneurs (18) en fonction de la commande en trajectoire et de la commande en rotation de l’hélice (16) ; - émettre en sortie la commande d’actionnement à l’ensemble d’actionneurs (18).