La présente invention concerne un dispositif de commande de l'attitude d'un aéronef, et, en particulier, un dispositif de commande pour l'augmentation de la sensation lors du pilotage d'un hélicoptère volant à grande vitesse. Plus spécifiquement, l'invention concerne un système de commande qui fournit au pilote d'un hélicoptère une donnée sensorielle afin de lui permettre de corréler les manoeuvres de 1 'hélicoptère commandés par le levier de commande du pas cyclique à la réponse de l'hélicoptère. Les qualités de maniement d'un aéronef sont jugées par l'aisance et la précision avec lesquelles un chemin de vol désiré peut outre suivi. Afin de manoeuvrer de manière précise, le pilote doit être capable de corréler ses commandes avec la réponse de l'aéronef. Le pilote mesure la réponse par le facteur de charge sur son corps. Si les commandes au levier de pas cyclique ne peuvent pas être corrélées avec le facteur de charge résultant, aussi bien quant à la phase qu'd l'amplitude, une manoeuvre précise est difficile à réaliser et les qualités de maniement sont médiocres. Avec la génération actuelle des hélicoptères volant à grande vitesse, deux problèmes empêchent la réalisation de qualités de maniement désirables: d'abord, il y a l'absence de forces au levier de pas cyclique qui peuvent titre mises aisément en relation avec la réponse de l'aéro- nef, et deuxièmement la réponse aérodynamique pour des commandes similaires augmentexapidement avec la vitesse de vol En général, des systèmes de commande à asservissement ne produisent pas une corrélation satisfaisante commandesréponse, puisqu'on ne sent pas à l'entrée du système servo les forces qui existent au rotor. Le pilote peut seulement comparer un déplace ment du levier de pas cyclique avec le facteur de charge.Les hommes ne sont pas particulièrement habiles quant à sentir ce petit déplacement de la main, de sorte que la corrélation entre les commandes au levier de pas cyclique et la réaction de l'aéronef est tout au plus minimale. Des systèmes de commandes automatiques de vol connus emploient des mécanismes fixés au système d'ajustage de la position du levier de pas cyclique et qui exercent des forces sur la main du pilote que le pilote peut surpasser. Cependant, les pilotes débranchent souvent ce mécanisme et volent sans que des forces attaquent au levier de commande pendant les manoeuvres. Cette alter native risque des oscillations causées par le pilote par une surcommande de l'aéronef après que les dites forces ayant été vaincues. La sensibilité variable de l'hélicoptère à des vitesses de vol différentes demande au pilote d'ajuster la grandeur de ses commandes pour produire la méme réponse à des vitesses différentes. En général, en l'absence de force de référence, les pilotes utilisent les vibrations causées par un état critique des pales comme valeur de référence pour adapter les commandes aux conditions aérodynamiques variables. Si ces vibrations sont éliminées par une technique plus raffinée, une commande mal calculée à grande vitesse pourrait sérieusement surcharger l'aéronef avant que le pilote ne se soit aperçu de cette surcharge. On a proposé une solution pour le problème de la sensibilité de l'hélicoptère au déplacement du levier de pas cyclique aux grandes vitesses qui fournit aussi au pilote une donnée sensorielle directe de la réponse de l'hélicoptère aux commandes que le pilote commande par le levier de pas cyclique. L'augmentation de la sensibilité de la commande dans des systèmes de commande assistés a été employée dans des aéronefs à ailes fixes depuis la Deuxième Guerre Mondiale. En général, une des deux techniques suivantes est employée. La première consiste à fixer une masselotte au levier de pas cyclique qui réagit à toute accélération normale. La seconde technique est d'augmenter la constante de rappel du ressort d'ajustage du levier de pas cyclique avec la vitesse de vol croissante. Les deux techniques sont insuffisantes pour les hélicoptères volant à grande vitesse. Le système à masselotte ne fournit pas un gradient de force (kilogramme par facteur de charge) variant avec la vitesse de vol. Cependant, les aéronefs a ailes fixes ne jouissent pas des avantages offerts par un levier de poussée directe, en l'occurencedu levier de pas collectif.Les hélicoptères n'ont pas besoin de changer la position du fuselage pour monter. Des facteurs de charge peuvent donc être induits dans un hélicoptère tant outil existe une commande au levier de pas cyclique. Cet avantage prévient l'utilité de masselottes au levier de pas cyclique1 qui elles ne peuvent pas discerner entre les facteurs de charge causés par le levier de pas collectif. L'en- ploi de masselos conduit donc à un couplage non désiré entre les commandes du pas collectif et du pas cyclique. Cet effet est parti culèrement ennuyeux pendant un vol à haute vitesse, où le facteur de charge causé par la commande collective augmente, et pendant de grands changements de position, quand on passe d'un vol stationaire un autre vol stationaire.En plus, les masselottes exercent des forces désagréables pendant des manoeuvres s'exerçant sur plus de 900 d'inclinaison latérale. En général, on emploie dans les hélicoptères à commande asservie des ressorts d'ajustage pour centrer le levier de -pa, cyclique pendant le vol à main libre. Le changement de la con atlante de rappel (kilogramme par centimètre de déflection) du res -sort d'ajustage avec les changements de la vitesse de vol peut compenser les changements de la sensibilité de la commande de pas cyclique. En plus, -les commandes au levier de pas collectif ne sont pas senties au levier de pas cyclique. Cependant les forces d'élasticité senties par le pilote ne sont pas bien corrélées avec le facteur résultant pendant les manoeuvres.Par exemple, pendant la manoeuvre exécutée pour passer d'un virage droit dans un virage gauche, où l'aéronef est doaxsent roulé autour de son axe longitudinal , le levier de pas cyclique doit pendant un moment passer vers l'avant de sa position d'ajustage pour prévenir que l'aéronef ne monte pendant qu'il roule par le plan des ailes. Avec un ressort dur fixé au levier, une force de poussée excessive doit être exercée par le pilote, bien qu'aucun facteur de charge négatif ne soit induit. Des conditions similaires d'une faible corrélation commande/réponse avec des ressorts Q rendent cette solution inadéquate. L'objet de la présente invention est de fournir un système de commande de l'attitude d'un aéronef à sensation augmentée qui resoud les problèmes rencontrés dans les systèmes du genre décrit, connus dans l'art, et améliore la maniabilité et la sensation pour des hélicoptères volant à vitesse élevée. ,^ -Dans le système de commande de l'attitude d'un aéronef à sensation accrue, on mesure la vitesse de roulement du fuselage, la vitesse de vol, la déflection du levier de commande par rapport à sa position d'ajustage et la vitesse du déplacement du leviers ces signaux sont additionnés pour fournir un signal de commande au système de manoeuvre pour l'augmentation de la sensation qui produit une force qui s'oppose à la déflection auquelle le levier de pas cye ue est soumis par le pilote. Lorsque les signaux sont combinés d'une façon appropriée, le système d'augmentation de sensation fournit un rapport constant à la force au levier de commande et du facteur de charge moyen dans l'axe transversal.Les facteurs de charge induits par les commandes de pas collectif ne sont pas traduits dans des forces appliquées au levier de pas cyclique. Un systeme de commande similaire peut être prévu pour l'axe longitudinal pour fournir un rapport constant de la force au levier de pas collectif à la vitesse de roulement de l'aéronef. En plus, la présente invention prévoit une redondance dans le système générateur de forces et des détecteurs d'erreurs qui mesurent les différences dans les parties mécaniques ou électriques des systèmes doublés pour causer L'arrêt du système de commande d'augmentation de la sensation quand des pannes ont lieu. D'autres caractéristiques et avantages de l'invention seront mieux compris à la lecture de la description qui va suivre d'un mode de réalisation préféré et en se référant aux dessins annexés, dans lesquels: La figure 1 est un dessin schématique montrant les principales caractéristiques de l'invention; la figure 2 est un dessin schémaiique montrant des détails de la partie électronique du système représenté dans la figure 1; les figures 2A et 2B sont des graphiques desfonc- tions amplification/vitesse de vol et gradient de force/vitesse de vol produites dans l'axe transversal par le système des figures 1 et 2; la figure 3 est une illustration schématique de la partie mécanique du système de la figure 1 et d'un système détecteur d'erreurs;; la figure 3A est un graphique illustrant le fonctionnement du mécanisme de verrouillage de la figure 3; la figure 4 est une vue en coupe d'une roue des cames employé dans le système d'ajustage de la figure 1; la figure 5 est uze vue en coupe le long du c8té de sortie de la roue des cuves de la figure 4; la figure 6 est une vue en coupe lelong du c8té d'entrée de la roue des cames de la figure 4; les figures 7 et 8 montrent les segments A et C des figures 4 et 61 et la figure 9 est un diagramme schématique du système d'ajustage de la figure 1. Le système d'augmentation de la sensation décrit est appliquable à tout élément de commande qui produit un changement de la position en vol ou de l'attitude d'un aéronef en réponse au déplacement de l'élément de commande. Cependant, en décrivant un mode de réalisation préféré, il est limité au levier de commande de pas cyclique d'un hélicoptère et spécialement aux variations de la position en vol dans le canal de tangage de l'hélicoptère causé par le déplacement du levier de commande de pas cyclique. Le système de commode de l'augmentation de la sensation exerce des forces sur le levier de commande de pas cyclique qui dépendent du facteur de charge causé par les signaux de commande d.1'entrEe du canal de commande de pas cyclique. Le rapport des forces exercées au facteur de charge induit est maintenu constant avec les variations de la vitesse de vol. Ainsi, des qualités désirables de maniement sont fournies au pilote qui ne changent pas avec la vitesse de vol. C'est-à-dire, le pilote exerce une force de 7 kilogrammes sur le levier de commande de pas cyclique, qui causera un facteur de charge de 1 g indépendamment de la vitesse de vol.Tandis que la déflection requise pour induire un facteur de charge de l g diminue avec la vitesse de vol croissante, la force requise au levier de pas cyclique ne varie pas et le pilote commande å une vitesse de 370 km/h une réaction donnée de l'aéronef avec la m & force qu'à une vitesse de 185 km/h. Le système d'augmentation de sensation est montré dans la figure 1. Des systèmes redondants répondant aux commandes sont utilisés. Des détecteurs lo et 10' fournissent des mesures relatives au chemin de vol, qui sont utilisées pour faire des calculs dans les blocs 12 et 12'. Comme suite aux signaux d'entrée fournis par les détecteurs et les calculs faits avec ces signaux, des signaux sont fournis au dispositif de commande de la sensation 14 et 14', qui;appliquent une force sur un joug 16. Puisque les deux dispositifs de commande de sensation 14 et 14' sont identiques et répondent à des signaux d'entrée identiques, les forces appliquées au joug 16 par les dispositifs de commande de sensation devraient être identiques et le joug 16 devrait se déplacer transversalement sans composante de rotation. La tige de commande 18 est connectée de façon à pouvoir pivoter au centre du joug 16 et se déplace avec celui-ci. Au pivot 20 de la tige de commande 18 est fixé également le levier de commande de pas cyclique au moyen d'une tige connectrice 22. Une force exercée sur le joug 16 par les dispositifs de commande sera transmise par la tige de commande 18 et sentie par le pilote par la tige de connection 22. Un dispositif de surréglage 24 est prévu dans la tige de commande, tel que bien connu dans des systèmes de commande similaires, pour permettre au pilote de retenir la commande de l'hélicoptère bien qu'une panne se soit produite qui bloquerait le joug 16 dans une position fixe. La tige de commande 18 connecte le levier de pas cyclique aux surfaces de commande de l'hélicoptère par un système asservi. Un dispositif d'ajustage 26, commandé par les roues des cames 28, fournit des signaux d'entrée additionels aux blocs calculateurs 12 et 12'. Ces signaux ajustent la valeur continue des forces produites par les dispositifs de commande de sen siblité 14 et 14' au joug 16 en fonction de la position d'ajustage du levier de commande de pas cyclique et permet de changer cette position d'ajustage suivant les désirs du pilote. Les commandes initiées par le pilote par l'intermédiaire du levier de commande de pas cyclique 22 sont transmises à la surface de commande appropriée de l'hélicoptère, tel que les pales du rotor, pour produire un changement de la position en vol de l'hélicoptère. Les détecteurs 10 et 10' répondent au changement de la position en vol et produisent une force au joug 16 qui est une fonction du facteur de charge causée par le changement de la position en vol provoqué par le pilote. Le pilote sentira cette force comme force opposée au levier de commande de pas cyclique 22. Si le pilote déplace le levier deoemmande de pas cyclique 22, le facteur de charge sur l'hélicoptère induit par ces commandes peut être séparé du facteur de charge induit par le levier de commande de pas collectif en mesurant la vitesse de tangage q du fuselage et en multipliant celle-ci par a vitesse de vol V. ctest-a-dire, le facteur de charge, induit par la commande de pas cyclique, est proportionel à Vq.Cette conception est simi laire à celle d'une masse se déplaçant sur un chemin circulaire de rayon R au bout d'un fil de longueur R à une vitesse X et qui cause dans le fil une tension proportionelle à R# (tout en négligeant la gravité). Dans le cas de l'hélicoptère, la tension est le facteur de charge N, la vitesse angulaireRs = q et la vitesse tangentielle RW= - V. Le facteur de charge causé par le tangage est N r R# = Rh= Vq. Les commandes fournies par le levier de commande de pas cyclique ne causent pas des vitesses de tangage remarquables et la solution employant la vitesse detangage, évite l'accouplement entre la commande de pas collectif et la commande de pas cyclique. Puisqu'un gyroscope mesure la vitesse de tangage d'un corps dans n'importe quelle courbe, le facteur de charge est mesuré pour n'importe quelle position en vol de l'aéronef. Les forces dues au signal Vq donnent une excellente corrélation avec les facteurs de charge à la cabine induits par la commande de pas cyclique durant les Manoeuvres. "Par exemple, pendant le retour du roulis, il n'existe pas de vitesse de tangage au niveau des ailes, donc pas de force app7iquee-au levier de commande de pas cyclique dans la solution discutée. Le système de la figure 1 est montré en détail dans la figure 2. Un gyroscope 30 mesure la vitesse de tangage de l'héli coptère et fournit son signal de sortie par un démodulateur 32 au bloc 34 où il est amplifié en fonction de la vitesse. L'amplification Kq, en fonction de la vitesse de vol, est montrée dans la figure 2A. Le signal de la vitesse de tangage compensé est alors fourni comme signal d'entre à un amplificateur d'addition 36. Un signal indiquant la position du levier de commande de pas cyclique est produit dans un bloc 38. Un potentiomètre peut être utilisé à cet effet, tel que connu dans l'art. Le signal de position du levier de pas cyclique est fourni par un conducteur 40 au bloc de compensation 42, où le signal de position du levier de pas cyclique est retardé ét différentié pour produire 'n signal de vitesse de déplacement du levier de pas cyclique. Le signal de vi tesse est fourni au bloc 44 où il est amplifié en fonction de la vi tesse de vol de l'hélicoptère. La figure 2A montre l'amplification K EB en fonction de la vitesse de vol. Après l'amplification appro priée, le 'signal de vitesse est fourni comme signal ventrée à l'am plificateur d'addition 36. Le signal de position du levier de pas cyclique fourni par le bloc 30 est aussi alimenté comme signal d'entrée à un circuit d'addition 46. Le second signal d'entrée du circuit d'addition 46 est un signal indiquant la position d'ajustage du levier de pas cyclique. Le circuit d'addition 46 compare les deux signaux et produit un signal de sortie qui constitue la différence entre les deux signaux d'entrée et qui indique le déplacement du levier de pas cyclique par rapport à la position ajustée. Le signal de différence est fourni comme signal d'entrée au bloc 48, où il est amplifié en fonction de la vitesse de vol de l'hélicoptère, l'amplification KaB B en fonction de la vitesse de vol est repré- sentée dans la figure 2A.Le signal de déplacement du levier de pas cyclique, après amplification appropriée, est fourni comme troisième signal d'entrée au réseau d'addition 36. Le signal de position d'ajustage, qui est fourni au bloc 46, est produit par le bloc d'ajustage 50, qui sera décrit en détail avec référence à la figure 9. Des roues des cames 54 et 52, qui seront décrits plus en détail avec référence aux figures 4 et 8, fournissent les signaux d'entrée au bloc d'ajustage 50. Bref, le bloc d'ajustage 50 produit un signal indiquant la position ajustée du levier de commande de pas cyclique et les roues des cames fonctionnent pour changer la position ajustée. Le signal d'ajustage du levier de pas cyclique du bloc d'ajustage SO est aussi alimenté dans un système de commande redondant identique au système montré dans la figure 2. C'est-àdire, un second système de commande comprenant un amplificateur d'addition est utilisé pour fournir le système redondant de la figure 1 ou des dispositifs de génération de force doubles sont illustrés. Le rapport entre le bloc d'ajustage et les deux systèmes redondants, comprenant détecteur et calculateur, est aussi montré avec référence aux figures 1 et 3. Les amplifications variables appliquées auxsignaux représentant la vitesse de tangage, la vitesse de déplacement et le déplacement du levier de pas cyclique, sont requises par les changerents de la vitesse de vol L'amplification du signal de la vitesse de tangage Bg dans le bloc 3 estflite proportionelle à la vitesse de vol, afin de maintenir approximativement constant le rapport entre la force au levier de pas cyclique et le facteur de charge. L'amplification du signalde déplacement du levier de pas cyclique KaB dans le bloc 48 est augmentée avec la vitesse de vol afin d'améliorer la stabilité lors des vols à main libre et pour fournir une référence plus forte pour l'ajustage du levier de pas cyclique aux vitesses élevées.L'amplification du signal K B est essentiellement constante pour des vitesses de vol de plus de 74 km/h, pour encourager des commandes douces par le pilo te et pour accélérer l'arret, si une panne se produit dans le sy steme. Les différentes amplifications sont montrées dans la figure 2A et produisent un gradient de force au levier de commande de pas cyclique qui est une fonction de la vitesse de vol. La redondance des détecteurs et des composantes calculatrices est désirable afin de fournir un critère de détection drerreurs. Le système d'augmentation de sensation possède une grande autorité et une grande vitesse en réponse et les compo santes redondantes fournissent une comparaison, qui ne serait pas possible, si un canal unique était utilisé. La figure 3 montre les détails de la partie mé canique du système d'augmentation de sensation, ensemble avec le système détecteur d'erreurs. Le réseau d'addition 36, montré dans les figures 2 et 3, produit une tension de sortie proportionelle à la somme des gnaux compensés de la vitesse de tangage, de la déflection et'de la vitesse de déplacement du levier de pas cycli que. La sortie du réseau d'addition 36 est connectée à l'entrée d'un amplificateur de commande de vanne 60. La figure 3 montre aussi le canal redondant, comprenant le réseau d'addition 36' et l'amplificateur de commande de vanne 60'. La sortie de chaque amplificateur de commande de vanne 60 et 60' est connectée à une vanne 62 et 62', respective, qui~produisent chacune une pression différentielle à leur sortie pour exercer des forces sur les tiges 64 et 64' en commandant les servo-moteurs 66 et 66'. La vanne 62 produit une pression, qui est trans mise par les canaux 68 et 70 pour produire une pression différen tielle sur le piston 72, qui, lui exerce une force sur la tige 64. Dans les canaux 68 et 70 sont insérés, respectivement, les vannes à solénoïde 74 et 78 qui sont représentés dans leur position ouverte. Tel qu'on le verra plus Si̲n, les vannes à solénodes 74 et 76 peuvent être tournées de 900 par un dispositif de commande de vanne pour former les canaux 68 et 70 et pour ouvrir le canal 78, qui fera que les pressions de part et d'autre du piston 72 s'égalisent. Cet arrêt a lieu en un temps très court, par exemple 0,04 secondes.Une restriction 80 est incorporée dans le canal 78 pour fournir une force d'amortissement pour limiter le déplacement du piston causé par les commandes du pilote après la fermeture des vannes 74 et 76. Chaque seto-moteur ou dispositif de commande 66 et 67 exerce une moitié de la force sentie par le pilote et qui est transmise par les tiges 64 et 64' aux extrémités du joug 16. Le joug 16 est connecté en son centre 81 à la tige de commande 18 de façon à pouvoir pivoter. Le joug 16 transmet la somme des forces produites dans les tiges 64 et 64' au pilote qui les sent au levier de commande de pas cyclique par l'intermédiaire de la tige 18. Si les forces transmises au joug 16 par les tiges 64 et 64' sont suffisamment déséquilibréss pour pivoter le joug 16 au-deld d'un angle donné, par exemple 1 , un système détecteur d'erreurs causera l'errêt du système d'augmertation de la sensation. A cet effet, un synchroscope 82 est positionné sur la tige de commande 18 et relié au joug 16 par un bras 84. Un second syncroscope identique 82' peut être positionné de façon similaire que le synr croscope 82, tel que montré dans la figure 3. Quand le joug 16 pivote autour de la tige de commande 18, un signal électrique est fourni par l'intermédiaire du conducteur 86 au détecteur de niveau 88, qui produit un signal de sortie1 si le joug pivote d'un angle supérieur à un angle donné. Le signal de sortie est fourni à un circuit OU 90. Le signal de sortie du détecteur de niveau 88 indiquera qu'une erreur s'est produite, et le circuit0U90 -produira un signal qui est fourni au circuit de verrouillage 92. Un système de commande de vanne 94 est connectée aux vannes à solénoide 74 et 76 par les conducteurs 96 et maintient les vannes normalement dans la position ouverte montrée dans laf figure 3 Si une erreur se présente, le circuit de verrouillage 92 transmet un signal au système de commande de vanne 94, qui fait tourner les vannes à solénoides 74 et-76 d'un angle de 900, fermant ainsi les canaux 68 et 70 et équiLibrant ainsi les.pressions de part et d'autre du piston 72 et enlevant toutes les forces de la tige de commande 64, à l'exception des forces d'amortissement produites en réaction aux commandes du pilote. Le syncroscope 92' transmet aussi un signal au détecteur de niveau 88', similaire au détecteur 88, qui fournit aussi un signal au circuit OU90, si le joug est pivoté d'un angle dépassant un angle déterminé. Si un signal de sortie d'un détecteur de niveau quelconque produit un signal de sortie au circuit OU, les deux systèmes de commande de vanne sont mis en service pour causer l'arret complet du système d'augmentation de sensation. Un bouton de réarmement 98 est connecté au circuit de verrouillage 92, ce bouton de réarmement étant placé de préférence dans le compartiment du pilote. La manoeuvre du bouton de réarmement retournera les vannes 74 et 76 dans leurs positions initiales, ouvrant les canaux 68 et 70 pour réintroduire la force au joug 16 causée par le piston 72 agissant par l'intermédiaire de la tige 64. Ce réarmement n'aura quand même pas lieu tant qu'un signal d'erreur est présent. Bien que pas montré en détail dans la figure 3, le circuit0090 et le circuit de verrouillage 92 sont des circuits redondants, de sorte qu'une panne d'une composante dans ces circuits n'entrera pas la faculté d'arrêt. Aussi, le circuit OU, le circuit de verrouillage, les circuits de commande de vanne et les vannes à solénoMde reviennent au mode d'arrêt en cas d'une panne dans l'alimentation en énergie du système. Un mécanisme à cran arrêt, indiqué par le numéro de référence 100, absorbe les petites différences des forces, afin d'éviter des' arrts causés par un léger déséquilibre des forces, qui auraient lieu à cause de la rotation du joug 16. Tel que montré une tige de commande 102 est connectée de façon à pouvoir pivoter à une extrémité du joug 16. La tige 102 présente unelainure 104. Un élément pivotable 106 est connecté à l'extrémité d'une extension 108 de la tige de commande 18. A l'intérieur de l'élément 106 se trouvent deux billes 110, qui sont logées dans la rainure 104 au moyen d'un ressort 112 tenu en place par une vis 114 ajustable afin de varier la tension du ressort. Le mécanisme à cran arrêt 100 évite le mouvement du joug 16 par un léger déséquilibre des forces jusqu'à ce que la tension produite par les ressorts 112 sur les billes 110 soit dépasse et que le joug 16 pivote à cause du déséquilibre des forces et fait que les syncroscopes 92 et 92' fournissent un signal d'erreur au détecteur de niveau 88 et 88'. La figure 3 est une représentation graphique de l'accélération angulaire a en fonction du déséquilibre des forces FI - F2, qui agissent par les tiges 64 et 64'. Jusqu'à ce que la différence des forces dépasse une valeur déterminée fixée par la force des ressorts 112, les billes 110 resteront dans la rainure 104. Une fois que cette valeur déterminée est dépassée, la force sur la tige 102, résultant dl déséquilibre des forces, dépassera la force des ressorts 112 et permettra au joug 16 de pivoter. L'arrêt du système peut être causé par d'autres défauts qu'un déséqulibre des forces appliquées au joug 16. Par exemple, un comparateur 120 mesure la différence des tensions entre les sorties des réseaux d'addition 36 et 36'. Quand la dif férence dépasse une valeur déterminée, un signal est fourni sur le conducteur 122 au détecteur de niveau 124 et un signal à la sortie du détecteur de niveau 124 est fourni au circuit OU 90 causant l'arrêt des servo-moteurs 66 et 66'. La sortie du comparateur 120 est aussi reliée à un réseau limiteur 126, qui produit un signal d'entrée additionel pour le réseau d'addition 36'. Ce signal compensera des déséquilibres aux entrées des réseaux d'addition 36 et 36' en ajoutant un petit signal d'entrée au réseau d'addition 36'. Le réseau limiteur 126 limite le signal d'entrée pour le réseau 36' à une valeur suffisante pour compenser seulement de petits déséquilibres.Tout déséquilibre ou différence de tension entre les sorties des réseaux d'addition plus grand qu'une valeur déterminée arrêtera le système, tel que décrit ci-dessus. Les courants de sortie des amplificateurs de commande devanne 60 et 60' sont comparés dans un réseau comparateur 126, et toute différence entre eux, au-dessus d'une valeur choisie, produira un signal de sortie au détecteur de niveau 130, qui sera fourni au circuit OU 90 et causera l'arrêt du système. La force exercée par les servo-moteurs 66 et 66' sur le joug 16 est transmise par la tige de commande 18 au levier de o:WK2de de de pas cyclique Ces forces sont alors une fonction au facteur de charge causé par les commandes à 1 'entrée du système de commande de pas cyclique de l'hélicoptère par le déplacement du levier de commande de pas cyclique. En vertu du système décrit dans la présente description, le rapport des forces excercées sur le levier de commande de pas cyclique au facteur de charge induit est maintenu constant avec les variations de la vitesse de vol et ainsi une grandeur de référence désirable de sensation, qui ne varie pas avec la vitesse de vol, est fournie au pilote. Le système d'ajustage et des roues des cames mon trés dans la figure 1 et 2, est décrit avec plus de détails en se référant aux figures 4 et 9. La fonction du système d'ajustage et des roues des cames ntest pas limitée au système d'augmentation de sensation, tel que décrit, mais peut être utilisé avantageusement dans tout autre système dans lequel un signal de sortie va rible est désiré, qui doit être commandé indépendamment de deux endroits différents. Le système de base est montré dans la figure 9. Deux roues des cames 140 et 142 sont montrées. Les roues des cames peuvent être positionnées respectivement sur le manche du levier de pas cyclique du pilote et du copilote dans la cabine de l'héli- coptère. Les roues des cames, dans le mode de réalisation décrit, fourniront des signaux d 'ajustage indépendamment dupilote et du co-pilote, mais permettront à un chacun due maintenir la commande complète de la position d'ajustage du levier de commande de pas cyclique. Un signal de la roue des cames 140 est fourni & BR Le signal de la roue des cames 142 provoque la rotation d'un moteur pas à pas 152 dont l'arbre de sortie est connecté par un engrenage 154 et un arbre moteur 155 au bottier 156 d'un potentiomètre 150. Le rapport des engrenages doit être suffisamment elevé pour assurer que le moteur pas à pas commandé par le pilote ne déplace pas le moteur pas à pas commandé par le co-pilote par l'intermédiaire du potentiomètre. La tension de sortie du potentiomètre 150 est prise aux bagues 158 connectées au potentiomètre et est fournie au circuit 46 montré dans la figure 1. Encommandant la rotation du curseur du potentiomètre par la roue des cames 140 et en commandant la rotation du bottier du potentiomètre par la roue des cames 142, la tension de sortie du potentiomètre 150 peut être commandée continuellement par la rotationd'une des roues des cames. En d'autres mots, indépendamment de la position du bottier du potentiomètre déterminée par la roue des cames 142, la roue des cames 140 peut commander le curseur du potentiomètre pour couvrir la plage totale des tensions de sortie du potentiomètre. De la même façon, indépendamment de la position de la roue des cames 140 et de la position du curseur 148, la roue des cames 142 peut causer la rotation du bottier 156 du potentiomètre couvrant ainsi la plage totale des tensions de sortie du potentiomètre. Le potentiomètre est muni d'arrêts mécaniques pour éviter la rotation relative du bottier et du curseur, la position de ces arrêts correspondant aux limites de la tension de sortie désirée. Ces arrêts évitent la rotation additionelle d'un moteur pas à pas, bien qu'une roue des cames peut toujours demander une rotation additionelle. Si la rotation de la roue des cames est inversée, le potentiomètre repondra cependant immédiatement. Nous référant à la figure 4, la roue des cames comprend une armature stationaire composée des éléments 160 et 161. Encastré dans ceux-ci se trouve une partie tournante comprenant une portion extérieure 162 cannelée et un élément intérieur 163. Un trou de montage 164 s'étend à travers le centre de l'élément 61 de l'armature stationaire. Encastré à l'intérieur de l'armature stationaire se trouve un segment conducteur électrique montré dans la figure 4, et portant le numéro de référence 166. Un balai d'entrée 168 d'un matériau conducteur, tel que du carbone, est placé de sorte à contacter le segment 166. Une source de tension, telle qu'une batterie 17O, produit une tension au balai d'entrée 168. La figure 6 montre les détails du cOté d'entrée de la roue des cames, l'élément 160 de l'armature stationaire étant enlevé. Une pluralité de segments conducteurs A, B, C et D sont montrés. Chaque segment est séparé de chaque segment adjacent par un matériau isolant 172. Le segment 166, montré dans les fi gures 4 et 6, est un segment A et contacte la bague 174 montrée dans les figures 4 et 5. Un balai de sortie 176 contacte la bague 174 et conduit la tension électrique de la batterie 170 au moteur pas à pas Un circuit complet passe de la batterie 170 par le ba lai d'entrée 178, le segment 168, la bague 174 et le balai 176 quand la-partie rotative de la roue des cames est placée de sorte BU'un des segments A se trouve en contact avec le balai d'entrée. L! construction du segment A est montrée dans. la figure 7. Les segments B sont tous en contact avec la bague 178, et le balai de sortie 180. Les segments C, tel que mon trié dans la figure 8, sont formés de sorte qu'ils contactent une bague 182 et les segments D sont en contact avec une bague 184. Donc, si la partie mobile de la roue des cames, comprenant les éléments 162 et 163 et les segments A, B, C et D est tournée, la tension de la batterie passera par le segment qui se trouve en contact avec le balai d'entrée par la bague correspondante et par le balai de sortie au moteur pas å pas. Chacun des quatres balais de sortie est connecté à un enroulement du moteur pas à pas 144. Les enroulements sont espacés de 900 Si la roue des cames est déplacée d'un segment A sur un segment B, par exemple, le moteur pas à pas tournera de 90 dans une direction. Si la roue des cames est déplacée d'un segment Avers un segment D le moteur pas à pas se déplacera de 90 dans la direction opposée. Tel que connu dans l'art, le balai d'entrée peut être construit tel qu'il contacte deux segments, tel que A et B, simultanément. Dans ce cas deux enroulements du moteur pas à pas seront mis sous tension et le moteur tournera avec des intervales de 45 au lieu de 900. Un nombre quelconque de segments avec un nombre correspondant de bagues et de balais de sortie peuvent être utilisés. Un effet désirable du système d'ajustage à roues des cames, montré dans les figures 4 à 9 est que le défaut complet d'une des roues des cames n'entrave pas le fonctionement du systè- me, puisque le système de commande d'ajustage peut être actionné par l'une quelconque des roues des cames. La rotation de l'une quelconque des roues des caves dans le système de la figure 9 variera la tension de sortie du potentiomètre 150 qui est alors fournie au circuit 46 montré dans la figure 2. Le signal de sortie du circuit 46 est le signal du déplacement du levier de commande de pas cyclique. Ce signal est fourni par le réseau d'addition 36 au système d'augmentation de sensation pour augmenter ou bien réduire la force appliquée au levier de commande de pas cyclique. Ce signal sera présent si une manoeuvre a lieu ou non, et peut donc être utilisé ou par le pilote ou le co-pilote pour réajuster le levier de commande de pas cyclique. La roue des cames peut être tournée à une vitesse quelconque désirée et peut donc être utilisée comme ajustage fin du levier de commande de pas cyclique.Le levier de commande de pas cyclique se déplacera en réponse à une force produite par les dispositifs de commande de sensation, si son déplacement n'est pas opposé par le pilote. En conséquence, si le pilote exécute une manoeuvre qui demandsait que le levier de commande de pas cyclique reste dans une nouvelle position pour une période de temps étendue, le système d'ajustage par roues des cames peut être utilisé pour réajuster la position d'ajustage du levier de commande de pas cyclique et éliminer toute force agissant sur le levier de commande de pas cyclique. Bien que le système de commande d'augmentation de sensation ait été décrit avec référence à l'axe transversal d'un aéronef, un système identique peut être utilisé pour la commande dans l'axe longitudinal. Un gyroscope mesurant la vitesse de roulis remplacerait le gyroscope mesurant la vitesse de tangage. Les exigences d'un système d'augmentation de sensation pour le contrôle des roulis sont moins grandes, puisque la réponse aérodynamique dans cet axe reste à peu près constante pour toutes les vitesses de vol. Le déplacement du levier de commande de roulis, la vitesse de déplacement de ce levier et la vitesse de roulis du fuselage sont les signaux préférés pour fournir une augmentation de la sensation du système de commande de roulis. Un rapport constant force dkentrée à la vitesse de roulis de l'aéronef, à des niveaux de force harmonisant avec les forces de la commande de pas acyclique, fournira l'augmentation de la sensation désirée dans le canal de roulis. Pour réaliser cette commande, des roues des cames montées sur le manche du levier de commande peuvent être utilisées pour commander la position dajustage de ce levier.Des systèmes d'augmentation de sensation peuvent être utilisés simultanément dans la commande autour de l'axe transversal et la commande autour de l'axe longitudinal. Ainsi deux roues des cames doivent être montées sur chaque levier de commande de pas cyclique, l'un pour le canal de tangage et l'autre pour le canal de roulis. Le système d'augmentation de sensation décrit fournit donc au pilote une valeur de référence sensorielle pour les manoeuvres qu'il a commandées. Les forces qui s'opposent au déplacement du levier de commande de pas cyclique, aussi bien pour la commande de roulis que pour la commande de tangage, seront touJours constantes pour la même manoeuvre, c' est-à-dire, pour une manoeuvre qui causera la même charge sur l'hélicoptère. Bien que le déplacement du levier de commande de pas cyclique requis pour exécuter la mFme manoeuvre changera en fonction de la vitesse de vol, les forces senties par le pilote ne changeront pas. les qualités de manoeuvre à vitesse élevée de l'hélicoptère sont considérablement améliorées par le système décrit. Il est évident que les forces appliquées au levier de commande de pas cyclique n'ont pas besoin d'être une fonc tion linéaire de la charge, mais peuvent varier suivant une fonction quelconque. Par exemple, il peut être désirable d'augmenter les forces senties par le pilote suivant une fonction exponentielle ou une autre fonction non-linéaire avec l'accroissement de la charge pour fournir ainsi une valeur de référence sensorielle plus positive pour le pilote informant celui-ci que la charge augmente. Les variations des caractéristiques des amplificateurs amplifiant les signaux d'entrée du système peuvent être utilisées pour produire la relation désirée. Bien entendu diverses modifications peuvent être apportées par l'homme de l'art au dispositif qui vient d'être décrit uniquement à titre d'exemple non limitatif sans sortir du cadre de l'invention. REVENDICATIONS 1. Système de commande de la position en vol d'un aéronef, dans lequel le déplacement d'un élément de commande produit un changement de la position d'une surface de commande, produisant un changement de la position en vol de l'aéronef au moins par rapport à un axe de commande, caractérisé par un dispositif répondant à la vitesse de changement de la position en vol de aéronef autour de l'axe de commande citée pour produire un premier signal, un dispositif répondant à la vitesse et l'amplitude du déplacement dudit élément de commande pour produire respectivement un deuxième et un troisième signal, un dispositif pour additionner les premier, deuxième et troisième signaux pour produire un signal de commande, un dispositif répondant audit signal de commande pour produire une force sur ledit élément de commande dans une direction opposée au déplacement dudit élément, cette force ayant une amplitude directement proportionelle au facteur de charge induit sur l'aéronef par le déplacement dudit élément de commande, et par un dispositif ré- pondant à la vitesse de aéronef pour varier les caractéristiques de transmission des premier, second et troisième signaux. 2, Système selon la revendication 1, caractérisé en ce que les caractéristiques de transmission sont changées pour chaque signal suivant un autre programme. 3. Système selon la revendication 1, en combinaison avec un hélicoptère, caractérisé en ce que ledit élément de commande est le levier de commande de pas cyclique et que le déplacement de l'élément de commandeest la déflection dudit levier de commande de pas cyclique. 4. Système selon la revendication 3, caractérisé en ce que le dispositif générateur de force comprend une tige de commande connectée audit levier de commande de pas cyclique et un servo-mécanisme répondant audit signal de commande pour déplacer la tige de commande. 5. Système selon la revendication 3 ou4, caractérisé en ce que le dispositif pour produire le premier signal comprend un gyroscope répondant à la vitesse de rotation de l'hélicoptère autour de l'axe de coM3nde. 6. Système selon l'une quelconque des revendications 3 à 5, ca caractérisé en ce que le dispositif pour produire le second et le troi sièrne signal comprend un dispositif mesurant la position du dit levier de commande de pas cyclique pour produire un signal indiquant la position du levier et un dispositif pour différentier le signal de position du levier pour produire ledit troisième signal et comprenant en outre un dispositif pour produire un signal indiquant une position d'ajustage du dit levier et un dispositif pour comparer le signal de position du levier et le signal de position d'ajustage pour produire le second signal. 7. Système selon la revendication 6, caractérisé par un dispositif pour varier le signal de position d'ajustage du levier pour varier la position ajustée du dit levier de commande de pas cyclique. 8. Système selon l'une quelconque des revendications 3 à 7, caractérisé en ce que l'axe de commande est l'axe transversal. 9. Système selon l'une quelconque des revendications 3 3 7, caractérisé en ce que l'axe de commande dest l'axe longitudinal. 10. Système selon l'une quelconque des revendications 3 à 9, caractérisé par un second dispositif pour additionner les premier, second et troisième signaux pour produire un second signal de commande et un second sispositif générateur de force répondant au second signal de commande pour produire une force sur ladite tige de commande dans la direction opposée à la déflection du levier de commande de pas cyclique, la force transmise par chacun des dispositifs générateurs de force étant égale et d'une amplitude qui est directement proportionelle à la charge induite sur l'hélicoptère par le déplacement du levier de commande de pas cyclique. 11. Système selon la revendication 10, caractérisé par un second servo-nlécanisme connecté à ladite tige de commande et répondant au second signal de commande et un joug connecté de façon à pouvoir pivoter à la tige de commande et formant un angle droit avec celle-ci, les premier et second servomécanismes étant connectés aux extrémités opposées du joug due façon à pouvoir pivoter. 12. Système selon l'ensemble des revendications 10 et 11, caractérisé par un dispositif pour mesurer les forces pro duites par les premier et second dispositifs générateur de force et un dispositif répondant à un déséquilibre entre ces deux forces au-dessus d'une amplitude déterminée pour faire cesser ces forces. 13. Système selon la revendication 12, caractérisé en ce que le dispositif mesurant les forces produites comprend un dispositif syncroscopique connecté au joug pour produire un signal de sortie proportionel à la rotation du joug autour de la tige de commande et un détecteur de niveau répondant au signal de sortie pour arrêter les servo-mécanismes et faire cesser lesdites forces quand le signal dépasse une valeur déterminée, 14. Système selon la revendication 13, caractérisé par un dispositif connecté au joug évitant la rotation du joug quand la différence entre les forces produites par le premier et second dispositif générateur de force est inférieure à une amplitude donnée. 15. Système selon la revendication 13 ou 14, caractérisé par un circuit OU, des moyens reliant la sortie desdits détecteurs de niveau au circuit OU, un circuit de verrouillage, et des moyens connectant la sortie du circuit OU au circuit de verrouillage et des moyens connectant la sortie du circuit de verrouillage au servo-mécanisme. 16. Système selon la revendication 15, caractérisé par un dispositif comparant les premier et second signaux de commande pour produire un signal d'erreurs et un dispositif connectant le signal d'erreurs au circuit OU si le signal d'erreurs dépasse une valeur déterminée. 17. Système selon la revendication 15 ou 16, caractérisé par un dispositif de réarmement pour le circuit de verrouillage. 18. Système selon lune quelconque des revendications 12 à 17, caractérisé par un circuit OU, un circuit de verrouillage, un moyen connectant la sortie du circuit OU au circuit de verrouillage un moyen connectant la sortie du circuit de verrouillage au servo-mécanismes, un dispositif comparant les premier et second signaux de commande pour produire un signal d'erreur, et un moyen pour connecter le signal d'erreur au circuit OU, ces dispositifs étant prévus pour chacun des premier et second servo mécanismes