FR 3160461 A1 20250926 FR 2402944 A 20240325 Procédé de mesure et capteur gyro scopiques La présente invention concerne un procédé de mesure gyroscopique au moyen d’un capteur (10) comprenant un boîtier (12) et un élément vibrant (15) apte à vibrer relativement au boîtier (12) simultanément suivant une direction (x) d’un mode pilote et une direction (y) d’un mode détection, comprenant l’asservissement (110) d’une première et d’une deuxième amplitudes de vibrations de l’élément vibrant (15) suivant les directions du mode pilote et du mode de détection respectivement à une amplitude pilote (x max ) et à une amplitude de détection (y max ) prédéterminées, et la détermination (120) d’une vitesse angulaire instantanée (Ω mes ) du boîtier (12). Un biais prédéterminé (ξ(t)) est introduit dans une mesure d’une position angulaire (θ) de la direction (x) du mode pilote utilisée pour déterminer une force biaisée (F ass,biais ) à exercer sur l’élément vibrant (15) pour l’asservissement de la première et/ou de la deuxième amplitude de vibrations, pour provoquer une rotation contrôlée de la direction du mode pilote (x) dans le plan de vibration (XY). Figure pour l'abrégé : 3 Procédé de mesure et capteur gyroscopiques La présente invention concerne un procédé de mesure gyroscopique. L’invention concerne aussi un capteur gyroscopique pour la mise en œuvre du procédé de mesure gyroscopique, ainsi qu’un programme d’ordinateur comprenant des instructions qui conduisent le capteur à exécuter l’étape de détermination de la vitesse angulaire instantanée du capteur gyroscopique de ce procédé. Un capteur gyroscopique à effet Coriolis (en anglais « Coriolis Vibratory Gyroscope », CVG) permet de mesurer la composante suivant un axe, appelé axe de sensibilité, d’un vecteur vitesse de rotation instantané d’un référentiel lié à un boîtier du capteur par rapport à un référentiel inertiel. Le CVG comprend pour cela un élément vibrant du capteur apte à vibrer par rapport au boîtier. La mesure est effectuée grâce aux effets de la force inertielle de Coriolis qui s’exerce sur l’élément vibrant. L’élément vibrant d’un CVG est apte à vibrer suivant deux directions de vibration coplanaires et perpendiculaires, appelées direction du mode pilote et direction du mode de détection, le travail de la force de Coriolis permettant un transfert d’énergie mécanique entre les deux directions. L’axe de sensibilité du CVG est orthogonal au plan des directions perpendiculaires du mode pilote et du mode de détection. Pour les mesures, l’élément vibrant est excité suivant la direction du mode pilote à sa fréquence de résonance par le système d'excitation. L’amplitude des vibrations suivant le mode pilote est maintenue constante au moyen d’un asservissement d’amplitude appliquée au système d'excitation. Les éventuelles variations de la fréquence de résonance, notamment liées à des variations de la température de l’élément vibrant, sont suivies au moyen d’une boucle à verrouillage de phase. Si la composante suivant l’axe de sensibilité du vecteur vitesse de rotation instantané du boîtier par rapport à un référentiel inertiel est non nulle, le déplacement de l’élément vibrant suivant la direction du mode pilote engendre une force de Coriolis. Cette force de Coriolis excite l’élément vibrant suivant la direction du mode détection perpendiculaire à la direction du mode pilote, à une amplitude qui est proportionnelle à la composante suivant l’axe de sensibilité du vecteur vitesse de rotation instantanée. Un CVG peut fonctionner suivant deux modes : le mode gyroscope et le mode gyromètre. En mode gyroscope, la position de la direction du mode pilote dans le plan de vibration est libre. On déduit alors la vitesse de rotation instantanée à mesurer de la position angulaire du plan de vibration de l’élément vibrant dans le référentiel lié au boîtier. En mode gyromètre, la direction du mode pilote dans le plan de vibration est asservie par l’envoi d’une commande électronique et on déduit la vitesse de rotation instantanée à mesurer de la force à exercer pour asservir cette direction. Que le CVG soit utilisé en mode gyroscope ou en mode gyromètre, les mesures sont entachées d’erreurs intrinsèques liées aux défauts du CVG. Parmi ces défauts, on peut citer les anisotropies de raideur ou d’amortissement de l’élément vibrant, les défauts de l’électronique de commande de l’excitation ou de l’électronique de détection de la position de l’élément vibrant, les défauts de la tension électrique de référence pour l’excitation, etc. Parmi ces erreurs, certaines sont dites harmoniques car elles sont proportionnelles à des fonctions cosinus ou sinus d’un angle multiple pair de l’angle caractérisant la direction du mode pilote dans le référentiel lié au boîtier. US 6 598 455 décrit un procédé de mesures gyroscopiques dans lequel la position géométrique de vibration du gyroscope est modifiée volontairement par des moyens électrostatiques au cours du temps, afin d’améliorer la calibration du gyroscope. US 7 093 370 décrit par ailleurs un gyromètre MEMS dans lequel une vitesse angulaire est volontairement imposée au capteur par des moyens mécaniques, le sens de la rotation du capteur étant périodiquement alterné dans le but de réduire les erreurs de mesure et notamment les erreurs de facteurs d’échelle du gyromètre. FR 2937414 décrit un gyroscope vibrant qui combine les principes des brevets US 6 598 455, en injectant un signal électronique pour faire tourner l’onde de vibration, et US 7 093 370, en imposant une rotation électrique périodiquement alternée permettant de minimiser les erreurs harmoniques. Le signal de commande est adapté pour faire tourner la position géométrique de vibration du gyroscope dans un premier sens pendant une partie de la période du signal de commande selon un premier profil de vitesse, puis dans un sens opposé selon un second profil de vitesse. Le gyroscope vibrant fournit alors un signal corrigé qui est basé sur la différence entre le signal de mesure et le signal de commande. Toutefois, du fait des erreurs qui entachent la chaîne de conversion du signal de commande en force électrostatique, la force réellement appliquée sur l’élément vibrant du gyroscope pour obtenir sa rotation alternée est différente de la force qui devrait en théorie être obtenue à partir du signal de commande. Si les erreurs de la chaîne de conversion sont parfaitement stables dans le temps, l’erreur commise sur la mesure d’angle peut être nulle sur une période caractéristique des variations du signal de commande. Toutefois, cela est très peu probable, car les sources d’erreurs sont nombreuses et de natures différentes. On peut notamment citer les erreurs de détection des peignes de détection, les erreurs d’excitation des peignes d’excitation, ainsi que les instabilités de la tension de référence utilisée pour le fonctionnement de ces peignes, et les erreurs des cartes électroniques qui coordonnent la mise en œuvre du procédé de mesure gyroscopique. Au final, dans la plupart des situations, la valeur moyenne de l’erreur commise n’est pas nulle sur une période de la rotation alternée de la position du capteur dans le repère lié au boîtier du capteur. Par ailleurs pendant l’aller-retour de l’onde, les erreurs angulaires du capteur sont d’autant plus grandes que les défauts cités précédemment sont importants. Un tel dispositif réduit l’impact des défauts sur la mesure sans toutefois permettre d’évaluer l’erreur de mesure liée à ces défauts. En outre, le signal de commande utilisé dans FR 2937414 doit permettre de revenir à la même position angulaire entre le début et la fin de la période de commande. Dans les cas où le gyroscope est en mouvement dans le référentiel inertiel et non pas au repos, un tel signal ne permettra pas d’avoir en même temps un signal de commande à moyenne nulle et de revenir sur la même position angulaire. Un but de l’invention est alors de proposer un procédé de mesure gyroscopique dans lequel une rotation alternée des directions des mode pilote et de détection du capteur gyroscopique est commandée et dans lequel les erreurs de mesure, notamment l’erreur de facteur d’échelle, sont réduites. A cet effet, l’invention a pour objet un procédé de mesure gyroscopique au moyen d’un capteur comprenant un boîtier et un élément vibrant apte à vibrer relativement au boîtier dans un plan de vibration lié au boîtier simultanément suivant une direction d’un mode pilote et suivant une direction d’un mode détection différente de la direction du mode pilote, le procédé comprenant les étapes suivantes de : a) asservissement d’une première amplitude de vibrations de l’élément vibrant suivant la direction du mode pilote à une amplitude pilote prédéterminée, et d’une deuxième amplitude de vibrations de l’élément vibrant suivant la direction du mode de détection à une amplitude de détection prédéterminée, et b) détermination d’une vitesse angulaire instantanée du boîtier par rapport à un axe sensible du capteur à partir de mesures des vibrations de l’élément vibrant et de l’amplitude pilote, le procédé étant caractérisé en ce qu’un biais prédéterminé est introduit dans une mesure d’une position angulaire de la direction du mode pilote utilisée pour déterminer une force biaisée à exercer sur l’élément vibrant pour l’asservissement de la première et/ou de la deuxième amplitude de vibrations, l’introduction du biais prédéterminé provoquant une rotation contrôlée de la direction du mode pilote dans le plan de vibration, la vitesse angulaire instantanée du boîtier étant en outre déterminée à partir du biais prédéterminé. L’introduction d’un biais prédéterminé au cours du procédé se traduit par l’exercice d’une force de contrôle d’amplitude qui n’a plus pour direction celle du mode pilote, comme dans les procédés de l’art antérieur, mais une direction décalée. Le décalage est fonction du biais qui a été introduit. Ce décalage implique que la force exercée pour l’asservissement d’amplitude a une composante orthogonale à la direction qui serait souhaitée en l’absence de biais, qui vient s’ajouter à la force de Coriolis due au mouvement de rotation du boîtier dans le référentiel inertiel. Une rotation des directions perpendiculaires du mode pilote et du mode de détection est provoquée, sans qu’une force supplémentaire et dont la commande présenterait des défauts difficiles à contrôler, ne soit nécessaire. Le biais peut de plus être une fonction prédéterminée variable dans le temps. Si cette fonction est choisie judicieusement, il est possible d’annuler les défauts harmoniques du capteur sur lequel le procédé est mis en œuvre. Le procédé de mesure gyroscopique selon l’invention permet donc de réaliser des mesures gyroscopiques de précision accrue. Suivant d’autres aspects avantageux de l’invention, le procédé de mesures gyroscopiques comprend une ou plusieurs des caractéristiques suivantes, prises isolément ou suivant toutes les combinaisons techniquement possibles : - le biais prédéterminé est configuré pour provoquer une rotation de la direction du mode pilote d’un angle prédéterminé alternativement dans un premier sens et dans un sens opposé au premier sens ; - l’angle prédéterminé est égal à 90° ; - l’amplitude de détection est choisie nulle ; - l’étape d’asservissement comprend : 1) une mesure des vibrations de l’élément vibrant ; 2) une estimation d’une phase caractéristique des vibrations de l’élément vibrant selon la direction du mode pilote à partir des résultats de la mesure ; 3) une première estimation d’une première force dont la direction est la direction du mode pilote à exercer sur l’élément vibrant pour asservir la première amplitude à partir des résultats de la mesure et de la phase estimée ; 4) une deuxième estimation d’une deuxième force dont la direction est la direction du mode pilote à exercer sur l’élément vibrant pour asservir la deuxième amplitude à partir des résultats de la mesure et de la phase estimée ; 5) l’introduction du biais prédéterminé dans les directions de la première force et de la deuxième force ; 6) la commande de la force biaisée qui est égale la résultante de la première force et de la deuxième force après introduction du biais prédéterminé dans les directions de ces deux forces ; - la deuxième force comprend uniquement une composante en phase avec les vibrations de l’élément vibrant selon la direction du mode pilote. L’invention concerne également un capteur gyroscopique comprenant un boîtier et un élément vibrant apte à vibrer relativement au boîtier dans un plan de vibration lié au boîtier simultanément suivant une direction d’un mode pilote et suivant une direction d’un mode détection différente de la direction du mode pilote et configuré pour mettre en œuvre les étapes du procédé selon l’une quelconque des modes de réalisation précédents. Suivant d’autres aspects avantageux de l’invention, le capteur gyroscopique comprend une ou plusieurs des caractéristiques suivantes, prises isolément ou suivant toutes les combinaisons techniquement possibles : - le capteur comprend : a) un premier module d’asservissement, configuré pour estimer une première force à exercer selon la direction du mode pilote pour asservir une première amplitude de vibrations de l’élément vibrant suivant la direction du mode pilote à une amplitude pilote prédéterminée ; b) un deuxième module d’asservissement, configuré pour estimer une deuxième force à exercer selon la direction du mode de détection pour asservir une deuxième amplitude de vibrations de l’élément vibrant suivant la direction du mode de détection à une amplitude de détection prédéterminée ; c) un module de mesure, configuré pour générer des mesures des vibrations de l’élément vibrant suivant deux directions d’un repère lié au boîtier contenues dans le plan de vibration ; d) un module de commande, configuré pour déterminer une force biaisée à exercer sur l’élément vibrant pour l’asservissement de la première et/ou de la deuxième amplitude de vibrations, à partir de la première force et de la deuxième force et à partir d’une position angulaire biaisée de la direction du mode pilote dans le repère lié au boîtier qui correspond à une position angulaire de la direction du mode pilote dans le repère lié au boîtier après introduction d’un biais prédéterminé, et pour exercer la force biaisée ; e) des moyens de biais, configurés pour fournir la position angulaire biaisée au module de commande à partir des mesures des vibrations de l’élément vibrant suivant les deux directions d’un repère lié au boîtier et du biais prédéterminé, l’introduction du biais prédéterminé étant configuré pour provoquer une rotation contrôlée de la direction du mode pilote dans le plan de vibration lorsque la force biaisée est exercée; et f) un module de détermination, configuré pour déterminer d’une vitesse angulaire instantanée du boîtier par rapport à un axe sensible du capteur à partir des mesures des vibrations de l’élément vibrant, de l’amplitude pilote et du biais prédéterminé. - les moyens de biais du capteur comprennent : 1) un module de changement de repère, configuré pour générer des estimations des vibrations de l’élément vibrant selon la direction du mode pilote et la direction du mode de détection à partir des mesures des vibrations de l’élément vibrant suivant les deux directions d’un repère lié au boîtier fournies par le module de mesure et de la position angulaire biaisée fournie par un module correcteur des moyens de biais ; 2) un module de phase, configuré pour recevoir en entrée des estimations des vibrations de l’élément vibrant selon la direction du mode pilote de la part du module de changement de repère et pour estimer une phase caractérisant une position de l’élément vibrant selon la direction du mode pilote à une date courante ; 3) un module de précession, configuré pour recevoir les estimations des vibrations de l’élément vibrant suivant les directions du mode pilote et du mode de détection de la part du module de changement de repère et la phase du module de phase, et pour fournir en sortie une différence estimée entre la position angulaire de la direction du mode pilote dans le repère lié au boîtier à la date courante et une position angulaire biaisée fournie antérieurement par le module correcteur, et 4) le module correcteur, configuré pour fournir la position angulaire biaisée au module de commande à partir de la différence estimée, le module correcteur comprenant : i) un étage sommateur, configuré pour ajouter le biais prédéterminé à ladite différence estimée ; et ii) une boucle de rétroaction vers le module de changement de repère, la boucle de rétroaction comprenant un étage de gain et un étage intégrateur, le module correcteur étant configuré pour que la différence estimée converge vers une valeur nulle. L’invention concerne également un programme d’ordinateur comprenant des instructions qui conduisent le capteur selon l’un des modes de réalisation précédents à exécuter le procédé selon l’une quelconque des modes de réalisation décrits plus haut. L’invention apparaîtra plus clairement à la lecture de la description qui va suivre, donnée uniquement à titre d’exemple non limitatif, et faite en référence aux dessins dans lesquels : FIG. 1 la FIG. 1 est une représentation schématique d’une partie des éléments d’un mode de réalisation d’un CVG suivant l’invention, incluant l’élément vibrant et les dispositifs de détection et d’excitation de cet élément vibrant ; FIG. 2 la FIG. 2 est une représentation schématique de la trajectoire de l’élément vibrant de la FIG. 1 et des directions de ses modes pilote et de détection dans un repère d’espace lié au boîtier ; FIG. 3 la FIG. 3 est une représentation partielle d’un mode de réalisation du CVG, complémentaire de la représentation de la FIG. 1 ; FIG. 4 la FIG. 4 est une représentation sous forme d’organigramme du procédé selon l’invention; FIG. 5 la FIG. 5 est une représentation schématique d’un CVG de l’art antérieur; FIG. 6 la FIG. 6 est une représentation schématique d’un mode de réalisation d’un dispositif d’excitation de la FIG. 1 ; et FIG. 7 la FIG. 7 montre un mode de réalisation particulier du module correcteur de la FIG. 3 . Le capteur gyroscopique à effet Coriolis 10, désigné par l’abréviation CVG dans la suite, suivant l’invention est décrit en référence aux figures 1 et 3. Le CVG 10 comporte un boîtier 12 et un élément vibrant 15 apte à vibrer par rapport au boîtier 12. Le CVG 10 est par exemple réalisé sous forme de système microélectromécanique (en anglais « Micro Electromechanical Sensor », MEMS). L’élément vibrant 15 et le boîtier 12 sont alors taillés dans un bloc de silicium ou de quartz par micro-usinage et l’élément vibrant 15 est mis en vibration par un procédé électrique. Cette disposition permet de minimiser l’encombrement et/ou le coût de fabrication du CVG 10. Trois axes X, Y, Z du repère d’espace XYZ d’un référentiel (XYZ, t) lié au boîtier 12 sont représentés sur la FIG. 1 , l’axe Z étant de direction fixe dans un repère d’espace d’un référentiel inertiel. Le CVG 10 est configuré pour mesurer une vitesse angulaire instantanée Ω(t) du capteur par rapport à l’axe Z, qui constitue donc l’axe de sensibilité (ou équivalemment l’axe sensible) du CVG 10. A cette fin, l’élément vibrant 15 comprend une masse d’épreuve M, apte à vibrer dans le plan XY suivant deux directions x et y, avec une pulsation propre ω 0x , respectivement ω 0y proche de ω 0x . Dans la suite, on considère que la direction x est la direction du mode pilote et que la direction y est la direction du mode de détection. La direction y du mode de détection est perpendiculaire à la direction x du mode pilote. La masse d’épreuve M est apte à vibrer suivant la direction x du mode pilote x et la direction y du mode de détection, avec une pulsation de résonance ω proche de ω 0x . Le CVG 10 comporte un module de mesure 20 apte à générer des mesures des vibrations de l’élément vibrant 15 suivant les directions X et Y du repère lié au boîtier 12. Notamment, le module de mesure 20 est apte à mesurer la position X(t) (respectivement Y(t)) de l’élément vibrant 15, et/ou indirectement sa vitesse dX/dt(t) (respectivement dY/dt(t)), et/ou indirectement son accélération d 2 X/dt 2 (t) (respectivement d 2 Y/dt 2 (t)) suivant la direction X (respectivement suivant la direction Y) du repère lié au boîtier 12. A cette fin, le module de mesure 20 peut comprendre des moyens de détection appropriés, tels que par exemple, des moyens électrostatiques de détection 20A suivant la direction X du repère lié au boîtier 12 et des moyens électrostatiques de détection 20B suivant la direction Y du repère lié au boîtier 12. Avantageusement, les moyens électrostatiques de détection 20A et 20B forment chacun avec la masse d’épreuve M un ensemble de peignes interdigités, sur le principe géométrique représenté sur la FIG. 6 . Le module de mesure 20 comprend avantageusement une carte de proximité configurée pour amplifier les signaux détectés par le module de mesure 20. Le module de mesure 20 est apte à transmettre les mesures de l’élément vibrant à un module de changement de repère 21. Le module de changement de repère 21 est apte à générer des estimations des vibrations de l’élément vibrant 15 suivant les directions x du mode pilote et y du mode de détection, à partir de mesures des vibrations de l’élément vibrant suivant les directions X et Y du repère lié au boîtier 12 et d’une estimation biaisée θ biais d’une position angulaire θ de la direction x du mode pilote dans le repère lié au boîtier 12 reçue d’un module correcteur 50 qui sera décrit plus loin. Notamment, le module de changement de repère 21 est apte à estimer la position x(t) (respectivement y(t)) de l’élément vibrant 15 et/ou indirectement sa vitesse dx/dt(t) (respectivement dy/dt(t)) et/ou indirectement son accélération d 2 x/dt 2 (t) (respectivement d 2 y/dt 2 (t)) suivant la direction x du mode pilote (respectivement suivant la direction y). Le module de changement de repère 21 est apte à transmettre les estimations générées à un module de phase 30, un premier module d’asservissement 35 et un deuxième module d’asservissement 40. Le module de phase 30 est configuré pour estimer une phase φ(t) caractérisant la position de la masse M selon la direction x du mode pilote à la date courante t. Par exemple, la phase φ(t) est de la forme φ(t) = ωt+φ 0 , où φ 0 désigne une phase à l’origine des dates t. Le module de phase 30 est configuré pour recevoir en entrée des estimations de la position de la masse M selon la direction x du mode pilote de la part du module de changement de repère 21. Le module de phase 30 est configuré pour transmettre la phase φ(t) estimée au premier module d’asservissement 35 et au deuxième module d’asservissement 40. Le premier module d’asservissement 35 est configuré pour estimer, à partir des estimations des vibrations de l’élément vibrant 15 suivant la direction x du mode pilote et de la phase φ(t), une première force F ass ,x dont la direction est la direction x du mode pilote. La première force F ass ,x est la force qui doit être exercée sur l’élément vibrant 15 pour asservir une première amplitude caractéristique de vibrations de l’élément vibrant 15 à une amplitude pilote x max non-nulle prédéterminée, l’élément vibrant 15 vibrant en régime sinusoïdal, à la pulsation de résonance ω, suivant la direction x du mode pilote. Le premier module d’asservissement 35 est configuré pour transmettre la première force F ass ,x estimée à un module de commande 45 qui sera décrit plus loin. Le premier module d’asservissement 35 comprend par exemple un processeur ou un circuit logique programmable (tel qu’un « Field Programmable Gate Array », FPGA), configuré pour gérer l’estimation de la première force F ass ,x , ainsi qu’une carte de proximité configurée pour transmettre cette estimation au module de commande 45. Le deuxième module d’asservissement 40 est apte à estimer, à partir des estimations des vibrations de l’élément vibrant 15 suivant la direction y du mode de détection transmises par le module de changement de repère 21 et de la phase φ(t), une deuxième force F ass ,y dont la direction est la direction y du mode pilote. La deuxième force F ass ,y est la force qui doit être exercée pour asservir une deuxième amplitude caractéristique de vibrations de l’élément vibrant 15 suivant la direction y du mode de détection à une amplitude de détection y max , l’élément vibrant 15 vibrant en régime sinusoïdal suivant la direction y du mode de détection à la pulsation de résonance ω. Le deuxième module d’asservissement 40 est configuré pour transmettre la deuxième force F ass ,y estimée au module de commande 45. Le deuxième module d’asservissement 40 comprend par exemple un processeur ou un circuit logique programmable, tel qu’un FPGA. Le processeur ou le circuit logique programmable du deuxième module d’asservissement 40 peut être le même que celui du premier module d’asservissement 35. Cette disposition est avantageuse sans être obligatoire. La carte de proximité du deuxième module d’asservissement 40 est par exemple la même que celle du premier module d’asservissement 20. Cette disposition est avantageuse sans être obligatoire. Le module de commande 45 est configuré pour : a) déterminer une troisième force biaisée F ass,X ,biais et une quatrième force biaisée F ass, Y ,biais à exercer réellement selon la direction X et la direction Y du repère XYZ lié au boîtier 12, à partir : - de la première force F ass ,x estimée, - de la deuxième force F ass ,y estimée, et - d’une position angulaire biaisée θ biais de la direction x du mode pilote, et b) pour exercer réellement la troisième force biaisée F ass,X ,biais et la quatrième force biaisée F ass, Y ,biais sur l’élément vibrant 15. Le module de commande 45 comprend par exemple un processeur ou un circuit logique programmable, tel qu’un FPGA, 45A configuré pour déterminer la troisième force biaisée F ass,X ,biais et la quatrième force biaisée F ass, Y ,biais . Le module de commande 45 comprend des moyens d’excitation 45B et 45C de l’élément vibrant 15 suivant respectivement la direction X et la direction Y du repère XYZ lié au boîtier 12. Ces moyens ne sont pas représentés en détail sur les figures 1 et 3. Il s’agit par exemple des moyens d’excitation décrits dans le document EP2960625. A titre d’exemple, les moyens d’excitation 45B comprennent un dispositif électrostatique configuré pour exercer sur l’élément vibrant 15 la troisième force biaisée F ass ,X ,biais selon la direction X du repère XYZ lié au boîtier 12. A titre d’exemple, les moyens d’excitation 45C comprennent un dispositif électrostatique configuré pour exercer sur l’élément vibrant 15 la quatrième force biaisée F ass ,Y ,biais selon la direction Y du repère XYZ lié au boîtier 12 Le dispositif électrostatique des moyens d’excitation 45B et/ou 45C et la masse d’épreuve M de l’élément vibrant 15 forment à titre d’exemple un ensemble de peignes interdigités, comme représenté sur la FIG. 6 . Dans ce cas, le module de commande 45 comprend avantageusement une carte de proximité, configurée pour injecter un signal de commande d’amplitude dans chacun des dispositifs électrostatiques des moyens d’excitation 45B et/ou 45C. Le processeur ou le circuit logique programmable du module de commande 45 est avantageusement configuré pour gérer l’asservissement de la pulsation des vibrations de l’élément vibrant 15 selon la direction y du mode de détection, par exemple à la pulsation de résonance ω. Le module de commande 45 reçoit la position angulaire biaisée θ biais de la direction x du mode pilote de la part d’un module correcteur 50. Le module correcteur 50 est configuré pour recevoir de la part du module de précession 25 une différence δ estimée entre la position angulaire θ de la direction x du mode pilote estimée par le module de précession 25 et la position angulaire biaisée θ biais et une fonction de biais ξ(t), et pour fournir en sortie la position angulaire biaisée θ biais . A cette fin, le module correcteur 50 comprend un processeur ou un circuit logique programmable (tel qu’un FPGA). La fonction de biais ξ(t) peut être constante ou dépendre de la date t à laquelle la position angulaire biaisée θ biais est calculée. La position angulaire biaisée θ biais du repère tournant est le résultat de l’application de la fonction biais ξ(t) dans l’estimation de l’angle θ par le module correcteur 50. On comprend à la lumière de la FIG. 3 que la position angulaire biaisée θ biais en sortie du module correcteur 50 est utilisée par le module de changement de repère 21. Le module de précession 25 est utilisé pour déterminer la différence estimée δ fournie en entrée du module correcteur 50. La différence estimée δ utilisée par le module correcteur 50 pour déterminer la position angulaire biaisée θ biais à une date donnée t est calculée entre autres à partir d’une position angulaire biaisée θ biais mesurée à une date antérieure à la date t. Le module de précession 25 est quant à lui configuré pour recevoir des estimations des vibrations de l’élément vibrant 15 suivant les directions x du mode pilote et y du mode de détection de la part du module de changement de repère 21 et la phase φ(t) du module de phase 30 et pour fournir en sortie la différence estimée δ. Le module de précession 25 constitue un élément d’une boucle de poursuite configurée pour estimer la position angulaire biaisée θ biais de proche en proche, à partir d’une position angulaire initiale non biaisée θ initiale connue et d’une démodulation de l’estimation de la position de l’élément vibrant 15 selon les directions du mode pilote et de détection. Notamment, la boucle de poursuite comprend aussi le module correcteur 50, le module correcteur 50 comprenant lui-même un montage intégrateur 504 et un module de gain 503 qui seront décrits plus loin en référence à la FIG. 7 , la variation de la position angulaire biaisée θ biais sur une période d’intégration T étant calculée sur la base des équations qui suivent : Le module de précession 25 est apte à transmettre la différence estimée δ au module correcteur 50. Le CVG 10 comprend encore un module de détermination 55 apte à déterminer une vitesse angulaire instantanée mesurée Ω mes (t), qui est un estimateur de la vitesse angulaire Ω(t) recherchée, à partir de la position angulaire biaisée θ biais estimée et de la fonction de biais ξ(t). On va à présent décrire le procédé 100 selon l’invention en référence à la FIG. 4 , en comparaison avec un procédé 200 de l’art antérieur mis en œuvre sur le CVG représenté sur la FIG. 5 . Le procédé 100 selon l’invention comprend : a) une étape d’asservissement 110 de la première amplitude des vibrations de l’élément vibrant 15 suivant la direction x du mode pilote à l’amplitude pilote x max prédéterminée, et de la deuxième amplitude des vibrations de l’élément vibrant 15 suivant la direction y du mode de détection à l’amplitude de détection y max prédéterminée, au cours de laquelle la fonction de biais prédéterminée ξ(t) est introduite dans la mesure de la position angulaire θ de la direction du mode pilote utilisée pour déterminer une force F ass à exercer sur l’élément vibrant pour l’asservissement de la première et de la deuxième amplitude de vibrations, et b) la détermination 120 d’une vitesse angulaire instantanée Ω mes du boîtier 12 par rapport à l’axe sensible Z du capteur 10 à partir de mesures des vibrations de l’élément vibrant (15), de l’amplitude pilote x max et de la fonction de biais prédéterminée ξ(t). L’étape d’asservissement 110 est représentée en détail sur la FIG. 4 . L’étape d’asservissement 110 comprend une première étape de calcul 1101 de la première force F ass ,x , dont la direction est la direction x du mode pilote, à exercer sur l’élément vibrant 15 pour asservir la première amplitude à l’amplitude pilote x max . La première étape de calcul 1101 est mise en œuvre par le premier module d’asservissement 35. Pour cela, le premier module d’asservissement 35 reçoit du module de changement de repère 21 des estimations des vibrations de l’élément vibrant 15 suivant la direction x du mode pilote. Ces estimations sont effectuées sur la base de mesure effectuées antérieurement par le module de mesure 20 au cours d’une étape de mesure 1102a des vibrations de l’élément vibrant 15, et obtenues lors d’une étape de changement de repère 1102b effectuée par le module de changement de repère 21. Le premier module d’asservissement 35 reçoit aussi la phase φ estimée antérieurement par le module de phase 30 dans une étape d’estimation de phase 1103 à partir des mesures des vibrations de l’élément vibrant 15 suivant la direction x du mode pilote effectuées à l’étape de mesure 1102. Simultanément, l’étape d’asservissement 110 comprend une deuxième étape d’estimation 1104 de la deuxième force F ass ,y dont la direction est la direction y du mode de détection à exercer sur l’élément vibrant 15 pour asservir la deuxième amplitude à l’amplitude de détection y max . La deuxième étape d’estimation 1104 est mise en œuvre par le deuxième module d’asservissement 40 à partir des estimations des vibrations de l’élément vibrant 15 suivant la direction y du mode de détection issues de l’étape de changement de repère 1102b et transmises par le module de changement de repère 21, et de la phase φ(t) estimée par le module de phase 30 à l’étape d’estimation de phase 1103. On notera que le fait que le module de changement de repère reçoit la position angulaire biaisée θ biais et non la position angulaire θ a un impact négligeable sur la précision de l’estimation des vibrations de l’élément vibrant 15 suivant la direction x du mode pilote et la direction y du mode de détection. Notamment, la différence entre la position angulaire biaisée θ biais et la position angulaire θ de l’ellipse décrite par l’oscillation peut être limitée par le choix d’une fonction de biais appropriée. L’étape d’asservissement 110 comprend en outre une troisième étape d’estimation 1105 de la différence δ. La troisième étape d’estimation 1105 est mise en œuvre par le module de précession 25 à partir des estimations des vibrations de l’élément vibrant 15 suivant la direction x du mode pilote et suivant la direction y du mode de détection issues de l’étape de changement de repère 1102b, ainsi que de la phase φ(t) estimée par le module de phase 30. On notera qu’il n’est en aucun cas nécessaire de faire appel à un calcul explicite de la position angulaire θ pour estimer la différence δ. En effet, cette différence est estimée de proche en proche grâce à la boucle de poursuite comprenant le module de précession 25 et le module correcteur 50, à partir de la position angulaire initiale θ initiale connue. A l’issue de la troisième étape d’estimation 1105, une étape de biais 1106 est mise en œuvre par le module correcteur 50. Au cours de l’étape de biais 1106, la position angulaire biaisée θ biais de la direction du mode pilote est déterminée de proche en proche par le module correcteur 50 à partir d’une différence δ estimée à l’instant précédent et de la fonction de biais ξ(t). Une étape de commande 1107 est alors mise en œuvre par le module de commande 45. L’étape de commande comprend une sous-étape de détermination 1107a et une sous-étape d’exercice 1107b. Au cours de la sous-étape de détermination 1107a, le processeur 45A du module de commande 45 reçoit la première force F ass ,x estimée lors de la première étape d’estimation 1101 et la deuxième force F ass ,y estimée lors de la deuxième étape d’estimation 1104. Le processeur 45A reçoit aussi la position angulaire biaisée θ biais . Le processeur 45A détermine alors la troisième force biaisée F ass,X ,biais et la quatrième force biaisée F ass, Y,biais à exercer réellement selon la direction X et la direction Y du repère XYZ lié au boîtier 12 à partir de la première force F ass ,x estimée, de la deuxième force F ass ,y estimée, et de la position angulaire biaisée θ biais de la direction x du mode pilote en considérant que la position angulaire biaisée est la position angulaire réelle de la direction x du mode pilote. Puis lors de la sous-étape d’exercice 1107b, la troisième force biaisée F ass,X ,biais et la quatrième force biaisée F ass, Y,biais sont exercées par les moyens d’excitation 45B, 45C sur l’élément vibrant 15. Du fait de l’introduction du biais, la résultante de la troisième force biaisée F ass,X ,biais et de la quatrième force biaisée F ass, Y,biais n’a pas la direction nécessaire pour l’asservissement, mais une direction biaisée, comme visible sur la FIG. 2 . En conséquence, une rotation supplémentaire de la direction du mode de détection est provoquée, cette rotation étant contrôlée au moyen de la fonction de biais ξ(t). Cette rotation supplémentaire vient s’ajouter à la rotation provoquée par la force de Coriolis associée à la vitesse angulaire Ω(t) que l’on cherche à mesurer. Pour mieux comprendre les effets obtenus lors de l’étape de commande 1107, on va dans un premier temps décrire les équations de fonctionnement du CVG 10 communes au procédé 100 selon l’invention et à un procédé de l’art antérieur et, puis on décrira plus précisément un procédé de l’art antérieur et enfin, on détaillera les particularités du procédé selon l’invention. I) EQUATIONS DE FONCTIONNEMENT COMMUNES AUX PROCEDES DE L’ART ANTERIEUR ET AU PROCEDE SELON L’INVENTION On décrit dans la section qui suit les équations de fonctionnement communes aux procédés de l’art antérieur et au procédé selon l’invention, équations qui sous-tendent le fonctionnement des premier et deuxième modules d’asservissement 35 et 40 et du module de commande 45 dans le cas du capteur 10 selon l’invention. Pour simplifier l’écriture des équations permettant de comprendre le procédé de l’art antérieur et le procédé 100 selon l’invention, on modélise dans la suite l’élément vibrant 15 par une masse M suspendue sur un cadre rigide C par l'intermédiaire de deux paires de ressorts 15A, 15B de raideurs respectives Kx et Ky, comme représenté sur la FIG. 1 . Par ailleurs, on considère dans la suite que les constantes de raideurs et les pulsations propres de l’élément vibrant 15 sont identiques suivant le mode pilote x et le mode y. Dans ce cas particulier, on peut donc écrire que K x = K y = K et que ω 0x = ω 0y = ω 0 . Cette simplification ne doit en aucun cas être considérée comme limitative pour le fonctionnement du capteur 10 selon l’invention, les équations qui suivent pouvant être réécrites sans difficulté dans le cas le plus général. De manière générale, la trajectoire de la masse M en régime sinusoïdal forcé est une ellipse dans le plan (X,Y). Cette ellipse est réduite à un segment de droite dont la direction est la direction x du mode pilote dans le cas où l’amplitude des vibrations suivant le mode de détection est asservie à une amplitude de détection y max nulle. Sans faire d’hypothèse à ce stade sur la valeur de l’amplitude de détection y max , la position x de la masse M suivant la direction x du mode pilote en fonction de la date t est de la forme x(t) = x max cos(ωt+φ 0 ) et la position y de la masse M suivant la direction y du mode de détection en fonction de la date t est de la forme y(t) = y max sin(ωt+ φ 0 ). Pour simplifier l’écriture des équations, on considère que la phase à l’origine des dates φ 0 est nulle, sans que cela n’ait d’impact sur le fonctionnement du procédé selon l’invention. Si la direction x du mode pilote par rapport à l’axe X du repère XYZ lié au boîtier 12 est repérée par l’angle θ représenté sur la FIG. 2 , les coordonnées X et Y de la masse M dans le repère XYZ lié au boîtier 12 sont reliées aux coordonnées x et y de la masse M dans le repère xyZ par l’équation 1 : dans laquelle R(θ) est la matrice de passage du repère xy au repère XY : La matrice de passage R(θ) est fonction du temps si la direction du mode pilote n’est pas constante dans le repère XYZ lié au boîtier 12. Les dérivées temporelles premières dX/dt et dY/dt des coordonnées X et Y de la masse M vérifient donc : Les dérivées temporelles secondes d 2 X/dt 2 et d 2 Y/dt 2 des coordonnées X et Y de la masse M vérifient quant à elles : En régime sinusoïdal forcé à la pulsation ω, si l’on néglige les termes qui ne sont pas proportionnels à une puissance entière positive de la pulsation ω devant les autres termes, l’équation 4 peut s’écrire sous la forme simplifiée de l’équation 5 : Dans le référentiel du boîtier 12, la masse M est soumise à la résultante F ass des forces exercées par les moyens d’excitation 45B, 45C pour son asservissement, dont la composante suivant la direction x du mode pilote (respectivement la direction X du repère lié au boîtier 12) est notée F ass ,x (respectivement F ass , X ) et la composante suivant la direction y du mode de détection (respectivement la direction Y du repère lié au boîtier 12) est notée F ass ,y (respectivement F ass , Y ) La masse M est aussi soumise aux forces de rappel des ressorts, ainsi qu’à un amortissement que l’on modélise par une force de frottement fluide suivant chacune des directions x et y associée à un facteur de qualité Q. La matrice d’amortissement A de l’élément vibrant 15, tenant compte d’anisotropies d’amortissement, est de la forme : La matrice de raideur K1 de l’élément vibrant 15, tenant compte d’anisotropies de raideur, est de la forme : Par ailleurs, lorsque le référentiel du boîtier 12 est animé d’un mouvement de rotation de composante Ω(t) suivant la direction Z par rapport au référentiel inertiel, la masse M, du fait de sa vitesse relative non nulle dans le référentiel du boîtier 12, est soumise à une force d’inertie de Coriolis dans ce référentiel du boîtier 12. La deuxième loi de Newton appliquée à la masse M dans le référentiel non galiléen lié au boîtier 12 prend donc la forme suivante : où F ass , X et F ass , Y désignent respectivement la composante la résultante F ass des forces exercées par les moyens d’excitation 45B, 45C suivant la direction X du repère lié au boîtier 12 et suivant la direction Y du repère lié au boîtier 12. Pour simplifier l’écriture des équations, on néglige dans la suite les anisotropies d’amortissement et les anisotropies de raideur, sans que cela ne soit limitatif pour la mise en œuvre du procédé. En négligeant les anisotropies d’amortissement et de raideur, l’équation précédente, après multiplication par R(-θ), s’écrit de la manière suivante : Soit encore : Si l’on sépare suivant la direction x du mode pilote, les termes en phase ou opposition de phase avec la position x de la masse M des termes en quadrature avec cette position, en décomposant F ass ,x en : on obtient le système d’équations suivant, ABS désignant la valeur absolue : dans lequel F ass, x ,phase et F ass,x ,quad sont les amplitudes des termes de la composante F ass ,x respectivement en phase et en quadrature avec la position x de la masse M . De même, si l’on sépare suivant la direction y du mode de détection les termes de la composante F ass ,y en phase ou opposition de phase avec la position x de la masse M des termes en quadrature avec cette position en : on obtient le système d’équations suivant : En régime sinusoïdal à la pulsation de résonance ω, si l’on néglige les termes qui ne sont pas proportionnels à une puissance entière positive de la pulsation ω devant les autres termes, et en tenant compte du fait que la pulsation de résonance ω et la pulsation propre ω 0 sont proches, on peut écrire : Lorsque la direction du mode pilote est constante dans le repère liée au boîtier 12, l’équation 14a montre que la composante en phase F ass,x ,phase de la force F ass ,x à exercer suivant la direction x du mode pilote pour l’asservissement de la masse M est nulle. L’équation 14b montre que la composante en quadrature F ass,x , quad de la force F ass ,x est non nulle et permet de lutter contre l’amortissement des oscillations selon la direction x du mode pilote. L’équation 14c montre que, lorsque l’amplitude des vibrations de la masse M selon la direction du mode de détection est asservie à une amplitude de détection y max non nulle, la composante en phase F ass, y , phase de la force F ass , y à exercer suivant la direction y du mode de détection pour l’asservissement de la masse M est lui aussi non nul et permet de lutter contre l’amortissement des oscillations selon la direction y du mode de détection. A l’équilibre relatif de la masse M dans le référentiel lié au boîtier 12, si la composante en quadrature F ass,y , quad de la force F ass , y est pris nulle, alors la vitesse angulaire de rotation de la direction x du mode pilote dans le repère lié au boîtier 12 est l’opposée de la vitesse angulaire Ω du boîtier dans le référentiel inertiel que l’on cherche à mesurer. II) PROCEDE SELON L’ART ANTERIEUR Dans le procédé selon l’art antérieur décrit en référence au capteur 200 représenté partiellement sur la FIG. 5 , l’amplitude x max de l’oscillation selon la direction x du mode de mesure est égale à une valeur constante non nulle, l’amplitude y max de l’oscillation selon la direction y du mode de détection est nulle et le repère tournant (x,y) est aligné sur les axes principaux de l’ellipse décrite par l’oscillation, grâce à quatre boucles d’asservissement, à savoir une boucle d’amplitude 210, une boucle de quadrature 220, une boucle de phase 230 et une boucle de précession 240. La boucle d’amplitude 210 est configurée pour calculer la composante F ass ,x à exercer sur la masse M selon la direction x du mode pilote pour l’asservissement de ses vibrations. Pour cela, un processeur de la boucle d’amplitude 210 reçoit en entrée des informations sur la position de la masse M selon la direction x du mode pilote de la part d’un module de changement de repère 250a, ainsi qu’une information sur la phase φ(t) = ωt+φ 0 de la position de masse M selon la direction x du mode pilote à la date courante t. Les informations sur la position de la masse M selon la direction x du mode pilote sont calculées par le module de changement de repère 250a à partir de mesures de la position de la masse M selon les directions X et Y du repère lié au boîtier 12 transmises par un module de mesure 250. La boucle de quadrature 220 est configurée pour estimer la composante F ass , y à exercer sur la masse M selon la direction y du mode de détection pour l’asservissement de ses vibrations. Pour cela, un processeur de la boucle de quadrature 220 reçoit en entrée des informations sur la position de la masse M selon la direction y du mode de détection de la part du module de mesure 250, ainsi qu’une information sur la phase φ(t) = ωt+φ 0 de la position de masse M selon la direction x du mode pilote à la date courante t. Les informations sur la position de la masse M selon la direction y du mode de détection sont calculées par le module de changement de repère 250a à partir des mesures de la position de la masse M selon les directions X et Y du repère lié au boîtier 12 transmises par le module de mesure 250. La boucle de phase 230 est configurée pour estimer la phase φ(t) = ωt+φ 0 de la position de masse M selon la direction x du mode pilote à la date courante t et la transmettre aux processeurs de la boucle d’amplitude 210 et de la boucle de quadrature 220. Pour cela, dans une étape d’estimation de la phase φ(t), le processeur de la boucle de phase 230 reçoit en entrée des informations sur la position de la masse M selon la direction x du mode pilote, par exemple issues de mesures de la position de la masse M selon la direction X du repère lié au boîtier 12 effectuées par le module de mesure 250. La phase φ(t) estimée au moyen de la boucle de phase est fournie en entrée de la boucle d’amplitude 210 et de la boucle de quadrature 220. La boucle de précession 240 est configurée pour estimer la position angulaire θ de la direction x du mode pilote correspondant à l’axe principal de l’ellipse décrite par l’oscillation. A cette fin, dans une étape d’estimation de la position angulaire θ, le processeur de la boucle de précession 240 reçoit en entrée des informations de la position de la masse M selon la direction x du mode pilote et selon la direction y du mode de détection, par exemple issues de mesures de la position de la masse M selon les directions X et Y du repère lié au boîtier 12. Dans une étape de commande, un processeur 260A d’un module de commande 260 reçoit alors la position angulaire θ, la force F ass ,x et la force F ass , y ainsi estimées et en déduit les forces F ass , X et F ass , Y à commander à des dispositifs d’excitation 260B, 260C de la masse M selon les directions X et Y du repère lié au boîtier 12. Les dispositifs d’excitation 260B, 260C mettent en œuvre cette commande de sorte que la force F ass = F ass , X + F ass , Y est réellement exercée. En particulier, les équations 14a à 14d montrent que si l’amplitude de détection y max est nulle, la résultante F ass des forces F ass , X et F ass , Y réellement exercées doit être la force F ass,x,quad dont la direction est la direction x du mode pilote et en quadrature avec les vibrations de l’élément vibrant selon la direction x du mode pilote. Plus précisément, III) PROCEDE SELON L’INVENTION Dans le procédé 100 selon l’invention, le biais ξ(t) est introduit dans l’estimation de la position angulaire θ(t) de la direction x du mode pilote, de sorte que le module de commande 45 reçoit une position angulaire biaisée θ biais (t) de cette direction. La FIG. 7 montre un mode de réalisation particulier du module correcteur 50, permettant de comprendre l’influence de la fonction de biais ξ(t) sur la position du repère tournant dans lequel sont estimées la première force F ass ,x et la deuxième force F ass ,y par rapport aux positions réelles des directions x du mode pilote et y du mode de détection. Dans le cas de la FIG. 7 , le module correcteur 50 est placé en sortie d’un étage comparateur 251 comprenant le module 21 de changement de repère et du module de précession 25. Le module correcteur 50 reçoit du module de précession 25 la différence δ(t) estimée entre la position angulaire θ(t) de la direction du mode pilote et la position biaisée θ biais (t) du repère tournant utilisée par le module de commande 45. Le module correcteur 50 comprend un étage sommateur 502, configuré pour ajouter la fonction de biais ξ(t) à la différence estimée δ(t). Le module correcteur 50 comprend enfin une boucle de rétroaction vers l’étage comparateur 251. La boucle de rétroaction comprend l’étage de gain 503 et d’un l’étage intégrateur 504 du module correcteur 50. Le module correcteur 50 est configuré pour que le signal fourni en entrée de l’étage comparateur 251 converge vers une valeur nulle. En régime permanent, du fait de l’introduction de la fonction de biais ξ(t), la différence estimée δ(t) est donc égale à l’opposé de la fonction de biais ξ(t). On comprend donc que l’angle biaisé θ biais diffère dans le procédé 100 de la position angulaire de la direction θ du mode pilote, au contraire du procédé de l’art antérieur. A l’exception de leurs directions, la première force F ass ,x et la deuxième force F ass ,y estimées sont identiques à celles du procédé de l’art antérieur. Notamment, dans le cas simplifié où l’amplitude de détection y max est nulle, seule la composante F ass ,x,phase est non nulle Du fait de l’introduction du biais ξ(t), la matrice de passage du repère xyZ lié à l’onde au repère XYZ lié au boîtier est une matrice biaisée R(θ biais ), de sorte que la troisième force biaisée F ass,X ,biais et la quatrième force biaisée F ass, Y,biais commandées par le module de commande 40 sont différentes des forces F ass , X et F ass , Y du procédé de l’art antérieur. A titre d’exemple, dans le cas simplifié où l’amplitude de détection y max est nulle, On comprend donc que la direction de la résultante F ass,biais des forces exercées pour l’asservissement des vibrations de l’élément vibrant 15 n’est pas la direction nécessaire mais une direction biaisée, à savoir la direction du mode pilote biaisée dans le cas simplifié où l’amplitude de détection y max est nulle. Ceci est représenté sur la FIG. 2 . En d’autres termes, F ass,biais n’est pas parfaitement alignée sur la direction x du mode pilote dans ce cas simplifié. La composante F N de cette résultante F ass,biais normale à la direction du mode pilote x a pour conséquence la rotation de la direction du mode pilote dans le plan de vibration XY, en sus de la rotation imposée par la force de Coriolis. On notera que l’effet de l’introduction du biais sur l’asservissement de la deuxième amplitude selon la direction du mode de détection est en général négligeable. De préférence, la fonction de biais reste en permanence inférieure en valeur absolue à 5°, voire inférieure à 4°, inférieure à 3°, inférieure à 2°, ou de manière préférée inférieure à 1°. La vitesse angulaire de rotation supplémentaire Δ imposée par l’introduction du biais est connue. Elle a pour expression, dans le cas simplifié où l’amplitude de détection y max est nulle : La force à exercer pour l’asservissement de la deuxième amplitude devient donc Le module de détermination 55 peut donc à l’étape de détermination 120 fournir un estimateur Ω mes de la vitesse angulaire recherchée Ω sur la base de la position biaisée θ biais estimée à partir de ces mesures, ainsi que de la fonction de biais ξ(t) et de l’amplitude pilote x max . Notamment, la vitesse angulaire recherchée Ω peut être déterminées sur la base de l’équation suivante : Dans un mode de réalisation particulier, la fonction de biais ξ(t) est choisie pour provoquer des rotations supplémentaires de la direction x du mode pilote d’un angle α, alternativement dans le sens trigonométrique et dans le sens anti-trigonométrique, le sens de rotation étant changé aux instants t i pour i entier. L’angle α peut être borné en valeur absolue par une valeur seuil prédéterminée α max . est par exemple égal à π/2. Les instants t i peuvent dans ce cas être les instants successifs pour lesquels l’angle α atteint en valeur absolue la valeur seuil prédéterminée α max . La fonction de biais peut ξ(t) être constante et égale en valeur absolue à une valeur ξ cons entre les instants t i et t i+1 , le signe de la fonction de biais étant modifié à chaque nouvelle date t i de manière à modifier le sens de la rotation supplémentaire imposée à la direction x du mode pilote par l’introduction de la fonction de biais ξ(t). De préférence, si la fonction de biais ξ(t) est constante en valeur absolue, cette valeur absolue constante étant notée , à chaque fois que le signe de la fonction de biais ξ(t) est modifié, donc à chaque instant t i , la valeur θ biais en sortie du module correcteur 50 est corrigée par ajout de l’opposé du double de la fonction de biais à la date t, c’est-à-dire de -2ξ(ti), sur un pas de temps d’intégration de l’étage intégrateur 504 à partir de l’instant t i . Cette disposition permet de limiter la durée du régime transitoire liée au changement de sens de la rotation supplémentaire imposée, la mesure de la vitesse angulaire recherchée étant effectuée en régime établi. Notamment, si on note K le gain de l’étage de gain 503 et dt le pas de temps d’intégration de l’étage intégrateur 504, avec en régime établi, soit avec en régime établi, soit . Le fait d’ajouter le double de ξ cons sur le pas de temps d’intégration qui suit l’instant t i+1 permet d’amener la différence estimée δ en sortie du module de précession 25 plus rapidement à la valeur nulle vers laquelle elle doit converger à l’issue de l’intervalle de temps ΔT qui suit. L’invention concerne enfin un programme d'ordinateur comprenant des instructions qui conduisent le capteur 10 tel que décrit précédemment à exécuter le procédé 100. Procédé (100) de mesure gyroscopique au moyen d’un capteur (10) comprenant un boîtier (12) et un élément vibrant (15) apte à vibrer relativement au boîtier (12) dans un plan de vibration (XY) lié au boîtier (12) simultanément suivant une direction (x) d’un mode pilote et suivant une direction (y) d’un mode détection différente de la direction (x) du mode pilote, le procédé comprenant les étapes suivantes de : a) asservissement (110) d’une première amplitude de vibrations de l’élément vibrant (15) suivant la direction (x) du mode pilote à une amplitude pilote (x max ) prédéterminée, et d’une deuxième amplitude de vibrations de l’élément vibrant (15) suivant la direction (y) du mode de détection à une amplitude de détection (y max ) prédéterminée, et b) détermination (120) d’une vitesse angulaire instantanée (Ω mes ) du boîtier (12) par rapport à un axe sensible (Z) du capteur (10) à partir de mesures des vibrations de l’élément vibrant (15) et de l’amplitude pilote (x max ), le procédé étant caractérisé en ce qu’un biais prédéterminé (ξ(t)) est introduit dans une mesure d’une position angulaire (θ) de la direction (x) du mode pilote utilisée pour déterminer une force biaisée (F ass,biais ) à exercer sur l’élément vibrant (15) pour l’asservissement de la première et/ou de la deuxième amplitude de vibrations, l’introduction du biais prédéterminé (ξ(t)) provoquant une rotation contrôlée de la direction du mode pilote (x) dans le plan de vibration (XY), la vitesse angulaire instantanée (Ω mes ) du boîtier (12) étant en outre déterminée à partir du biais prédéterminé (ξ(t)). Procédé (100) de mesure gyroscopique selon la revendication 1, dans lequel le biais prédéterminé (ξ(t)) est configuré pour provoquer une rotation de la direction du mode pilote d’un angle (α max ) prédéterminé alternativement dans un premier sens et dans un sens opposé au premier sens. Procédé (100) de mesure gyroscopique selon la revendication 2, dans lequel l’angle prédéterminé (α max ) est égal à 90°. Procédé (100) de mesure gyroscopique selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel l’amplitude de détection (y max ) est choisie nulle. Procédé (100) de mesure gyroscopique selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel l’étape d’asservissement (110) comprend : - une mesure (1102) des vibrations de l’élément vibrant (15) ; - une estimation (1103) d’une phase (φ(t)) caractéristique des vibrations de l’élément vibrant (15) selon la direction (x) du mode pilote à partir des résultats de la mesure (1102) ; - une première estimation (1101) d’une première force (F ass,x ) dont la direction est la direction (x) du mode pilote à exercer sur l’élément vibrant (15) pour asservir la première amplitude à partir des résultats de la mesure (1102) et de la phase estimée (φ(t)) ; - une deuxième estimation (1104) d’une deuxième force (F ass,y ) dont la direction est la direction (x) du mode pilote à exercer sur l’élément vibrant (15) pour asservir la deuxième amplitude à partir des résultats de la mesure (1102) et de la phase estimée (φ(t)) ; - l’introduction (1106) du biais (ξ(t)) prédéterminé dans les directions de la première force (F ass,x ) et de la deuxième force (F ass,y ) ; - la commande (1107) de la force biaisée (F ass,biais ) qui est égale la résultante de la première force (F ass,x ) et de la deuxième force (F ass,y ) après introduction du biais (ξ(t)) prédéterminé dans les directions de ces deux forces. Procédé (100) de mesure gyroscopique selon la revendication 5, dans lequel la deuxième force (F ass,y ) comprend uniquement une composante (F ass,y,phase ) en phase avec les vibrations de l’élément vibrant selon la direction (x) du mode pilote. Capteur gyroscopique (10) comprenant un boîtier (12) et un élément vibrant (15) apte à vibrer relativement au boîtier (12) dans un plan de vibration (XY) lié au boîtier (12) simultanément suivant une direction (x) d’un mode pilote et suivant une direction (y) d’un mode détection différente de la direction (x) du mode pilote et configuré pour mettre en œuvre les étapes du procédé selon l’une quelconque des revendications précédentes. Capteur gyroscopique (10) selon la revendication 7, comprenant : - un premier module d’asservissement (35), configuré pour estimer une première force (F ass ,x ) à exercer selon la direction (x) du mode pilote pour asservir une première amplitude de vibrations de l’élément vibrant (15) suivant la direction (x) du mode pilote à une amplitude pilote (x max ) prédéterminée ; - un deuxième module d’asservissement (40), configuré pour estimer une deuxième force (F ass ,y ) à exercer selon la direction (y) du mode de détection pour asservir une deuxième amplitude de vibrations de l’élément vibrant (15) suivant la direction (y) du mode de détection à une amplitude de détection (y max ) prédéterminée ; - un module de mesure (20), configuré pour générer des mesures des vibrations de l’élément vibrant (15) suivant deux directions (X,Y) d’un repère lié au boîtier (12) contenues dans le plan de vibration (XY) ; - un module de commande (45), configuré pour déterminer une force biaisée (F ass,biais ) à exercer sur l’élément vibrant (15) pour l’asservissement de la première et/ou de la deuxième amplitude de vibrations, à partir de la première force (F ass ,x ) et de la deuxième force (F ass ,y ) et à partir d’une position angulaire biaisée (θ biais ) de la direction (x) du mode pilote dans le repère lié au boîtier (12) qui correspond à une position angulaire (θ) de la direction (x) du mode pilote dans le repère lié au boîtier (12) après introduction d’un biais prédéterminé (ξ(t)), et pour exercer la force biaisée (F ass,biais ) ; - des moyens de biais (21, 25, 30, 50), configurés pour fournir la position angulaire biaisée (θ biais ) au module de commande (45) à partir des mesures des vibrations de l’élément vibrant (15) suivant les deux directions (X,Y) d’un repère lié au boîtier (12) et du biais prédéterminé (ξ(t)), l’introduction du biais prédéterminé (ξ(t)) étant configuré pour provoquer une rotation contrôlée de la direction du mode pilote (x) dans le plan de vibration (XY) lorsque la force biaisée est exercée (F ass,biais ); et - un module de détermination (55), configuré pour déterminer d’une vitesse angulaire instantanée (Ω mes ) du boîtier (12) par rapport à un axe sensible (Z) du capteur (10) à partir des mesures des vibrations de l’élément vibrant (15), de l’amplitude pilote (x max ) et du biais prédéterminé (ξ(t)). Capteur gyroscopique selon la revendication précédente, dans lequel les moyens de biais (21, 25, 30, 50) comprennent : - un module de changement de repère (21), configuré pour générer des estimations des vibrations de l’élément vibrant (15) selon la direction (x) du mode pilote et la direction (y) du mode de détection à partir des mesures des vibrations de l’élément vibrant (15) suivant les deux directions (X,Y) d’un repère lié au boîtier (12) fournies par le module de mesure (20) et de la position angulaire biaisée (θ biais ) fournie par un module correcteur (50) des moyens de biais ; - un module de phase (30), configuré pour recevoir en entrée des estimations des vibrations de l’élément vibrant (15) selon la direction (x) du mode pilote de la part du module de changement de repère (21) et pour estimer une phase (φ(t)) caractérisant une position de l’élément vibrant (15) selon la direction (x) du mode pilote à une date courante (t) ; - un module de précession (25), configuré pour recevoir les estimations des vibrations de l’élément vibrant (15) suivant les directions (x) du mode pilote et (y) du mode de détection de la part du module de changement de repère (21) et la phase (φ(t)) du module de phase (30), et pour fournir en sortie une différence estimée (δ) entre la position angulaire (θ) de la direction (x) du mode pilote dans le repère lié au boîtier (12) à la date courante et une position angulaire biaisée (θ biais ) fournie antérieurement par le module correcteur (50), et - le module correcteur (50), configuré pour fournir la position angulaire biaisée (θ biais ) au module de commande (45) à partir de la différence (δ) estimée, le module correcteur (50) comprenant : i) un étage sommateur (502), configuré pour ajouter le biais prédéterminé (ξ(t)) à ladite différence estimée (δ); et ii) une boucle de rétroaction vers le module de changement de repère (21), la boucle de rétroaction comprenant un étage de gain (503) et un étage intégrateur (504), le module correcteur (50) étant configuré pour que la différence estimée (δ) converge vers une valeur nulle. Programme d'ordinateur comprenant des instructions qui conduisent le capteur (10) suivant l’une quelconque des revendications 7 à 9 à exécuter le procédé (100) selon l’une quelconque des revendications 1 à 6.