"操縦面111,211,331,431,541,121-225と、飛行機のロール、ヨー、ピッチ及び空力制動の飛行機能を制御する、前記操縦面と関連するアクチュエータとを備える、飛行機用の飛行制御システムにおいて、前記飛行機能の少なくとも一つを制御する前記アクチュエータ111a1-211a1,121a-225aの全てが電気機械式アクチュエータであり、前記電気機械式アクチュエータと関連する前記操縦面の一部分が分割された操縦面111,211,331,431,541であり、前記分割された操縦面の各々が少なくとも2つの独立した表面113,114,...,545からなることを特徴とする飛行制御システム。前記分割された操縦面の一部分は分割された昇降舵333,334,433,434を含む、請求項1記載の飛行制御システム。前記分割された操縦面の一部分は分割された方向舵543,544,545を含む、請求項2記載の飛行制御システム。前記分割された操縦面の一部分は分割された補助翼113,114,115,213,214,215を含む、請求項1-3のいずれかに記載の飛行制御システム。前記分割された操縦面の一部分は分割された昇降舵及び/又は方向舵及び/又は補助翼を含み、分割された昇降舵の各々は2つの独立した昇降舵表面333,334,433,434からなり、分割された方向舵の各々は2つの独立した方向舵表面543,544,545からなり、分割された補助翼の各々は2つの独立した補助翼表面113,114,213,214からなる、請求項1-4のいずれかに記載の飛行制御システム。前記分割された操縦面の一部分は分割された昇降舵及び/又は方向舵及び/又は補助翼を含み、分割された昇降舵の各々は2つの独立した昇降舵表面333,334,433,434からなり、前記分割された操縦面の各々は3つの独立した表面からなる、請求項1-4のいずれかに記載の飛行制御システム。前記分割された操縦面の独立した表面の各々は少なくとも1つの電気機械式アクチュエータにより制御される、請求項1-6のいずれかに記載の飛行制御システム。前記分割された操縦面の独立した表面の各々は同時に機能する少なくとも2つの電気機械式アクチュエータにより制御される、請求項7記載の飛行制御システム。少なくとも1つのグループの前記分割された操縦面の独立した表面の各々は単一の電気機械式アクチュエータにより制御され、前記分割された操縦面のグループに属する少なくとも1つの独立した表面115,215がバランシング手段116,216を備える、請求項1-7のいずれかに記載の飛行制御システム。飛行機の空力制動機能を制御するエアブレーキ操縦面121,..,225に属する各操縦面は単一の電気機械式アクチュエータ121a,...,225aにより制御される、請求項1-9のいずれかに記載の飛行制御システム。前記電気機械式アクチュエータは不可逆伝動に従って構成され、前記電気機械式アクチュエータの不可逆性は回転運動を平行移動に変換する装置により保証される、請求項10記載の飛行制御システム。飛行機の空力制動機能を制御するエアブレーキ操縦面121,..,225に属する各操縦面は少なくとも2つの電気機械式アクチュエータ121a,121a2,...,225a2により制御される、請求項1-9のいずれかに記載の飛行制御システム。前記飛行機能の少なくとも2つを制御する操縦面と関連する電気機械式アクチュエータはすべて同一である、請求項1-9及び12のいずれかに記載の飛行制御システム。請求項1-13のいずれかに記載の飛行制御システムが設けられた飛行機。本発明の目的は、上述した欠点を解消し、特に複雑な設置を必要とせず、また長期の制限的で費用のかかるメインテナンス処理を必要としない、高信頼性でロバストで簡単な飛行制御システムを提案することにある。本発明は、操縦面と、飛行機のロール、ヨー、ピッチ及び空力制動の飛行機能を制御する、前記操縦面と関連するアクチュエータとを備える、飛行機用の飛行制御システムにおいて、前記飛行機能の少なくとも一つを制御する前記アクチュエータの全てが電気機械式アクチュエータであり、前記電気機械式アクチュエータと関連する前記操縦面の一部分が分割された操縦面であり、前記分割された操縦面の各々が少なくとも2つの独立した表面からなることを特徴とする飛行制御システムとして特定される。前記分割された操縦面の一部分は、分割された昇降舵及び/又は分割された方向舵及び/又は分割された補助翼を含むことができる。分割された昇降舵の各々は2つの独立した昇降舵表面からなるものとし得る。分割された方向舵の各々は2つの独立した方向舵表面からなるものとし得る。分割された補助翼の各々は2つの独立した補助翼表面からなるものとし得る。変形例においては、前記分割された操縦面の一部分は分割された昇降舵及び/又は方向舵及び/又は補助翼の各々は3つの独立した表面からなるものとし得る。前記分割された操縦面の独立した表面の各々は少なくとも1つの電気機械式アクチュエータにより制御するのが有利である。特に、前記分割された操縦面の独立した表面の各々は同時に機能する少なくとも2つの電気機械式アクチュエータにより制御するのが有利である。本発明の特定の実施例においては、少なくとも1つのグループの前記分割された操縦面の独立した表面の各々は単一の電気機械式アクチュエータにより制御され、前記分割された操縦面のグループに属する少なくとも1つの独立した表面がバランシング手段を備える。飛行機の空力制動機能を制御するエアブレーキ操縦面に属する各操縦面は単一の電気機械式アクチュエータにより制御することができる。前記電気機械式アクチュエータは不可逆伝動に従って構成され、前記電気機械式アクチュエータの不可逆性は回転運動を平行移動に変換する装置により保証されるようにするのが有利である。変形例においては、飛行機の空力制動機能を制御するエアブレーキ操縦面に属する各操縦面は少なくとも2つの電気機械式アクチュエータにより制御することができる。前記飛行機能の少なくとも2つを制御する操縦面と関連する電気機械式アクチュエータはすべて同一にするが有利である。本発明は、上述した特徴のいずれかに基づく飛行制御システムが設けられた飛行機にも関する。本発明の基本的着想は、飛行機の規定された関連ゾーンにグループ化したアクチュエータ間の相乗効果のおかげ及び適切な場合には飛行操縦面の特定の構成のおかげで、飛行機のプライマリ飛行制御システムにもっと多くのEMA電気機械式アクチュエータを使用することにある。飛行機のプライマリ飛行制御システムは、ロール、ヨー、ピッチ及び空気力学制動の飛行機能を制御するために、操縦面と、操縦面と関連するアクチュエータとを備える。本発明によれば、ロール、ヨー、ピッチ及び空気力学制動の飛行機能のうちの少なくとも一つの飛行機能を制御する操縦面と関連するアクチュエータの全てを電気機械式アクチュエータEMAとする。電気機械式アクチュエータは、問題の機能と関連するアクチュエータに関連する油圧手段の少なくとも一部分を除去することによって航空機を一層電動化することができる。各飛行機能は航空機の関連するゾーンで達成され、これはこのゾーン内の油圧分配路の少なくとも一部分を除去することを可能にし、同時に油圧動力を発生する部分の寸法を減少することを可能にすることに留意されたい。これは飛行機の重量を減少し、メインテナンスを容易にし、コストを低減することを可能にする。必要に応じ、これは少なくとも一つの飛行機能に対して電気機械式アクチュエータを個別参照することを可能にする。加えて、電気機械式アクチュエータは電気静油圧アクチュエータEHA及び電気バックアップ油圧アクチュエータEBHAより信頼できる。なぜなら、電気機械式アクチュエータはより少数の機械的部分を備え、いかなる油圧部分も含まないためである。2つ、3つ又は4つの飛行機能の任意の組み合わせを電気機械式アクチュエータにより達成することもできる。図1は、特にロール及び空気力学制動の飛行機能に関する本発明の一つの実施例によるプライマリ飛行制御システムの一部分を示す。左翼100及び右翼200がこの図に示されている。左翼100は、左補助翼111及び5つの左エアブレーキ121-125を備え、右翼200は右補助翼211及び5つの右エアブレーキ221-225を備える。補助翼111,211及び/又はエアブレーキ121-125,221-225の各々は少なくとも一つの電気機械式アクチュエータ111a1、111a2、211a1、211a2、及び121a-225aにより制御される。1つのEMAアクチュエータの固着の確率は1飛行時間あたり10-7又は10-8程度であり、従って2つの独立のアクチュエータ換言すれば2つの独立の操縦面が同時に固着する確率は1飛行時間あたり10-9よりはるかに低くなり、殆ど起こりえない。更に、一つの補助翼の固着の結果は飛行機の安全性に対して許容可能なままとなる。なぜなら、固着補助翼の長期化は、依然として使用可能な他の補助翼及び適切な場合にはエアブレーキのおかげで補うことができ、必要な権限をロール軸に維持することができるためである。更に、エアブレーキの固着の結果は軽微なままであり、依然として使用可能な他のエアブレーキにより容易に補うことができる。従って、図1の実施例は、空気力学制動機能及び/又はロール飛行機能をEMAアクチュエータにより保証することができ、翼100及び200の中央部及び/又は端部の油圧部分を除去することが可能になる。有利には、両機能がEMAアクチュエータにより保証される場合には、飛行機の翼100及び200から全油圧部分を除去することができる。飛行機の電力需要は増え続けているため、オンボード発電機はますます多くなり、パワフルになっている。加えて、異種発電機の導入により電気を信頼できる電源として想定できる。最後に、油圧回路により課される制約流体の存在に起因する重量、維持の困難性などにより油圧回路を電気回路と置き換えることが促されている。従って、油圧アクチュエータの置換のためにEMAアクチュエータの使用を一般化するのが極めて有利である。それにもかかわらず、EMAアクチュエータは油圧対応物よりも高い固着感受性を有する。EMAアクチュエータのこの固着の問題を解決するために、本発明はプライマリ飛行制御システムの操縦面の少なくとも一部分を分割することを提案する。もっと詳しく言うと、本発明は、電気機械式アクチュエータと関連する操縦面の少なくとも一部分を分割された操縦面とし、分割された操縦面の各々を少なくとも2つの独立した高速表面で構成することを提案する。操縦面を分割すると、アクチュエータの固着の場合に、固着表面により誘起される応力に対抗するのみならず飛行機を制御し続けるのに十分機能的な高速表面を得ることができる。加えて、各々の独立した表面のサイズの縮小が与えられると、これらの表面の一つの固着はワンピース操縦面の固着よりも小さい空力抵抗のペナルティを生じる。更に、操縦面の独立した表面への分割はアクチュエータの動力を減少させること、従って航空機又は飛行機の尾翼及び翼内に容易に組み込むことができる小型のアクチュエータを使用することを可能にする。図2A~図3Dに示す実施例は、分割された操縦面の部分は分割された補助翼及び/又は分割された昇降舵及び/又は分割された方向舵を含むことを示している。図2Aの実施例は、各補助翼を2つの独立した表面に分割できることを示す。もっと詳しくいうと、この図は、左補助翼111は2つの独立した表面113及び114からなり、右補助翼211は2つの独立した表面213及び214からなることを示している。変形例によれば、図2Bは、左及び右補助翼111及び211の各々は3つの独立した表面それぞれ113-115及び213-215に分割できることを示している。従って、補助翼111,211を独立した表面113-215に分割することによって、対応する油圧部分を除去しながらこれらの表面の一つの固着の結果を軽減することができる。図2Cは、それにもかかわらず、各補助翼111,211は分割しないでワンピース形態のままとしてもよいことを示している。図3Aは、各昇降舵は2つの独立した表面に分割できることを示している。もっと詳しくいうと、この図は、尾翼の水平尾翼の左側部分300及び右側部分400が左昇降舵31及び右昇降舵431を備えることを示している。左昇降舵331は2つの独立した昇降舵表面333及び334からなる。同様に、右昇降舵431は2つの独立した昇降舵表面433及び434からなる。変形例によれば、図3Bは、昇降舵331及び431の各々は3つの独立した表面それぞれ333-335及び433-435に分割できることを示している。昇降舵331,431の分割はEMAアクチュエータの使用を可能にし、その結果として尾翼の少なくとも水平尾翼300,400から油圧部分を除去することが可能になる。図3Cは、尾翼の垂直尾翼500は3つの独立した方向舵表面543,544及び545からなる方向舵541を備えることを示す。方向舵は等しい性能の3つの独立した表面に分割し、独立した表面の各々を1つ、2つ又はそれより多数のアクチュエータで駆動可能にするのが有利である。従って、一つの独立した表面例えば543の固着が飛行機のヨー運動をもたらす。しかし、この軸に対して同じ性能を有する第2の表面例えば545の位置を反対方向に制御することによってこのヨー運動を打ち消すことができる。図3Dは図3Cの変形例を示し、この例では方向舵541は2つの独立した方向舵表面543及び544からなる。このタイプの分割は単発型の飛行機に適応し得る。方向舵541の分割によりEMAの使用が可能になり、その結果として尾翼の垂直尾翼500から油圧部分を除去することが可能になる。昇降舵331,431及び方向舵541を分割すれば、尾翼全体の油圧部分を除去することができ、有利である。独立した表面の各々は1つ、2つ又はそれより多数のEMAアクチュエータにより駆動することができ、それらは任意の方法で配分することができる。一般的に言うと、ワンピース操縦面又は分割された操縦面の独立した表面の各々は少なくとも一つのEMAアクチュエータにより制御される。もっと具体的に言うと、ワンピース操縦面又は独立した表面の各々は少なくとも2つのEMAにより制御することができ、それらは同時に機能する少なくとも2つのEMAアクチュエータとするのが有利である。これはアクチュエータの容積を低減することを可能にし、従ってそれらを航空機の構造内に組み込むことを容易にすることができる。図4A-4Dは、1つの操縦面又は独立した表面につき2つのEMAアクチュエータを使用する場合におけるアクチュエータの配分及びディメンショニングの種々の実施例を示す。図4Aは、ワンピース操縦面651を制御する2つのEMAアクチュエータ651a1及び651a2を使用する第1の実施例であり、2つのEMAアクチュエータ651a1及び651a2の各々は単独でフルパフォーマンスを保証し得る。従って、一つのアクチュエータ故障は飛行機のパフォーマンスに直ちに影響を与えない。この第1の実施例によれば、名目上の使用可能パワーは100である所要パワーに比較して200である。従って、アクチュエータ651a2の故障後の使用可能パワーは100である。この場合、所要パワーに対するアクチュエータのウェートは200であり、従ってこの実施例に対応するアーキテクチャの効率は50である。アーキテクチャの効率は、一つのアクチュエータが故障の場合の使用可能パワーと所要パワーに対するアクチュエータのウェートとの比として定義される。図4Bは、名目モードにおいて及び一つのアクチュエータの損失故障の場合におけるパフォーマンス低下状態においてフルパフォーマンスを提供するために、同時に機能する小型の2つのEMAアクチュエータを使用する第2の実施例である。所定の表面を動かすために必要なアクチュエータのパワーは、第1に、この表面の量に比例する。同様に、アクチュエータのウェートはこのアクチュエータのパワーに比例する。従って、同一表面に対する2つのEMAアクチュエータの同時駆動はそれらのパワーを加え合わせることができ、よってそれらのディメンショニングを最適にし、それらのサイズを更に縮小することができる。実際上、図4Bは、2つのEMAアクチュエータ651a3及び651a4がワンピース操縦面651を同時に制御し、2つのEMAアクチュエータ651a3及び651a4の各々は66のパワーを保証することを示している。この第2の実施例によれば、名目上の使用可能パワーは所要パワーに対して133であり、従って一つのアクチュエータ651a4の故障の場合における使用可能パワーは66である。この場合には、所要パワーに対するアクチュエータのウェートは133であり、従ってこの実施例に対応するアーキテクチャの効率は50である。図4Cは、EMAアクチュエータを同時駆動する利点と操縦面を分割する利点を組み合わせた第3の実施例である。実際上、操縦面の分割は一つのアクチュエータの故障時に空力性能に殆ど損失を誘起しない。なぜなら、高速表面の大部分が100使用可能なままになるためである。これにより、全ての分割表面に対してアクティブ-アクティブモードを提案することによってアクチュエータのパワーを更に最適化することが可能になる。もっと具体的に言うと、図4Cは操縦面651を2つの独立した表面653及び654に分割することを示している。第1の独立した表面653は同時に機能する2つのEMA653a5及び653a6により制御され、第2の独立した表面654は同時に機能する2つのEMA654a5及び654a6により制御される。EMAアクチュエータ653a5-654a6の各々は33のパワーを保証する。この第3の実施例によれば、名目上の使用可能パワーは、各独立した表面653,654について、50である所要パワーに比較して66である。従って、アクチュエータ654a6が故障の場合における全表面に対する使用可能パワーは83である。この場合には、所要パワーに対するアクチュエータの重みは133であり、従ってこの実施例に対応するアーキテクチャの効率は62である。最後に、図4Dは2つの独立した表面653及び654を備える図4Cの変形例である。独立した表面653及び654の各々は2つのEMAアクチュエータ653a7,653a8及び654a7,654a8により同時に制御され、EMAアクチュエータ653a7-654a8の各々は25のパワーを保証する。この第4の実施例によれば、名目上の使用可能パワーは、各独立した表面653,654について、50である所要パワーに対して50である。従って、一つのアクチュエータが故障の場合における全表面に対する使用可能パワーは75である。この場合には、所要パワーに対するアクチュエータのウェートは100であり、従ってこの実施例に対応するアーキテクチャの効率は75である。これらの種々の実施例をそれぞれ比較してEMAアクチュエータのディメンショニングを最適化することができる。これらの実施例に対して、操縦面の操作のために所要パワーの100を使用可能にする必要はないことに留意されたい。100より低いパワーを使用可能にすることは操縦面の操作を妨げないで、単にその力が小さくなるだけである。更に、1つの操縦面又は高速表面につき単一のEMAアクチュエータのみを使用することができる。この第2の解決法は飛行機一機あたりのアクチュエータの数を大幅に減らすことができる利点を有する。しかし、この場合には、アクチュエータの結合部の破裂の場合にこれらの表面がフラッタしないようにするのが有利である。この場合には、その振動を収斂させるために、例えば表面の重心をヒンジ上に位置させることによって表面をバランスさせることができる。通常の解決法は、例えばATRレンジの補助翼、昇降制御部及び方向舵上で延長コードを使用することからなる。例えば、少なくとも一つのグループの分割された操縦面の独立した表面の各々が単一の電気機械式アクチュエータにより制御される場合には、分割された操縦面のグループに属する少なくとも一つの独立した表面がバランシング手段を備えるようにすることができる。一般に、最もバランシングを必要とするのは飛行機の胴体から全ての高速表面上の最も遠い位置である。従って、バランシング手段は、飛行機の胴体に対して最も遠くに位置する、分割された操縦面のグループに属する独立した表面の各々に取り付けるのが有利である。図5A-5Bは、プライマリ飛行制御の種々の分割された又は分割されてない操縦面に対するEMAアクチュエータの配分の種々の例を示す種々の実施例である。図5Aは、同時に機能する2つのEMAアクチュエータ111a1及び111a2により駆動されるワンピース左補助翼111及び同時に機能する2つのEMAアクチュエータ211a1及び211a2により駆動されるワンピース右補助翼211を示す。図5Bは、2つの独立した表面113及び114からなる左補助翼111及び2つの独立した表面213及び214からなる右補助翼211を示す。独立した表面113,114,213及び214の各々は、好ましくはアクティブ-アクティブモードで機能する2つのEMAアクチュエータ113a3-113a4114a3-114a4213a3-213a4及び214a3-214a4によりそれぞれ駆動される。従って、この構成によれば、4つの独立した補助翼表面に対して8個のEMAアクチュエータが使用される。図5Cは、3つの独立した表面113,114及び115からなる左補助翼111及び3つの独立した表面213,214及び215からなる右補助翼211を示す。独立表面113-215の各々は単一のEMAアクチュエータ113a5-215a5によりそれぞれ駆動される。従って、この構成によれば、4つの独立した補助翼表面に対して8個のEMAアクチュエータが使用される。場合により、最も遠い独立表面115及び215はそれぞれバランシング手段116及び216を備える。従って、この構成によれば、6個の独立した補助翼表面に対して6個のEMAアクチュエータが使用されるとともに、2つの外側独立表面に対して2つのバランシング手段が使用される。図6Aは、2つの独立した表面333及び334からなる左昇降舵331及び2つの独立した表面433及び434からなる右昇降舵431を示す。独立した表面333-434の各々は、好ましくはアクティブ-アクティブモードで機能する2つのEMAアクチュエータ333a3-333a4334a3-334a4433a3-433a4及び434a3-434a4によりそれぞれ駆動される。従って、この構成によれば、4つの独立した昇降舵表面に対して8個のEMAアクチュエータが使用される。図6Bは、3つの独立した表面333,334及び335からなる左昇降舵331及び3つの独立した表面433,434及び435からなる右昇降舵431を示す。独立した表面333-435の各々は、単一のEMAアクチュエータ333a3-435a3によりそれぞれ駆動される。場合により、最も遠い独立した表面335及び435はそれぞれバランシング手段336及び436を備える。従って、この構成によれば、6個の独立した昇降舵表面に対して6個のEMAアクチュエータが使用されるとともに、2つの外側昇降舵表面335及び435に対して2つのバランシング手段336及び436が使用される。図7Aは、3つの独立した表面543,544及び545に分割された方向舵541を示す。独立した表面543-545の各々は、好ましくはアクティブ-アクティブモードで機能する2つのEMAアクチュエータ543a1-543a2544a1-544a2及び545a1-545a2によりそれぞれ駆動される。従って、この構成によれば、3つの独立した方向舵表面に対して6個のEMAアクチュエータが使用される。図7Bは図7Aの変形例であり、3つの独立した表面543-545の各々が単一のEMAアクチュエータ543a,544a及び545aにより駆動され、胴体から最も遠い独立した表面545がバランシング手段546を備えることを示す。従って、この構成によれば、3つの独立した方向舵表面に対して3個のEMAアクチュエータが使用され、独立した上部方向舵表面545に対してバランシング手段546を一つだけ使用すれば十分である。図7A-7Bの構成は図3Dに示されるような2つの独立した表面に分割された方向舵に対して使用することもできることに留意されたい。図8Aは、左エアブレーキ及び右エアブレーキを示す。この図は、一例として、翼100及び200の各々の上にそれぞれ設けられた5つのエアブレーキ121-125及び221-225を示す。エアブレーキ121-225の各々は単一のEMAアクチュエータ121a3-225a3により駆動される。必要に応じ、各エアブレーキは2つの独立した表面に分割することができる。従って、例えば1つの翼につき10個の独立エアブレーキ表面を使用することができる。エアブレーキは、アクチュエータのパワーロスの場合に固定されたままにしなければならない高速表面であることに留意されたい。古典的な解決法はパワーオフブレーキ又はラチェットホイールシステムを使用してなる。本発明は不可逆伝動に従って構成されたEMAアクチュエータの使用を提案する。EMAアクチュエータの不可逆性は回転運動を平行移動に変換する装置により保証することができる。この変換装置は非可逆ボールスクリュー又はローラスクリュー又は単純スクリューを備えるものとするし得る。装置の不可逆性は従来のパワーロスブレーキ及びラチェットホイールの除去を可能にする利点を有する。従って、パワーロスの場合には、不可逆EMAアクチュエータがエアブレーキを固定されたままに維持することができる。これは変換装置のコスト低減を可能にすると同時に、パワーオフブレーキ又は任意の他の伸張防止機能部の除去を可能にする。図8Bは図8Aの変形例であり、各エアブレーキ121-225はそれぞれ2つのEMAアクチュエータ121a1-121a2~225a1-225a2により同時に駆動される。例えば、1つの翼につき8~20のエアブレーキを使用することができ、従って1つの翼につき16~40のEMAアクチュエータを使用することができる。図5A-7B及び8Bの実施例の全てにおいて、EMAアクチュエータは可逆的アクチュエータである。もっと詳しくいうと、1つのワンピース操縦面又は独立した表面につき少なくとも2つのEMAアクチュエータを使用する実施例では、アクチュエータの1つが故障した場合固着は除く、可逆的アクチュエータが操縦面又は独立した表面の運動を許容する。操縦面と関連する種々のアクチュエータは、前記操縦面と関連するアクチュエータの全てのパワーロスの確率が1飛行時間につき10-9より低くなるように、少なくとも2つの異種の分離されたエネルギー源によって付勢するのが有利である。図8Bの実施例の場合には、これは従来のエネルギーロスブレーキ及びラチェットホイールの除去を可能にする利点をもたらす。図5A-8Bに示す構成の全ての組み合わせが想定されること明らかである。これらの構成は、少なくとも2つの飛行機能を制御する操縦面と関連する電気機械式アクチュエータの全てが同一になるように組み合わせるのが有利である。これは同程度のパワーレベルを必要とする表面の全てに同じ電気機械式アクチュエータを取り付けることを可能にする。もっと具体的にいうと、図5B,6A,7A及び8Bまたは図5C,6B,7B及び8Aに示される構成の組み合わせは、補助翼111,211、昇降舵331,431及び方向舵541並びにエアブレーキ121-225の高速表面の全てに同じEMAアクチュエータを取り付けることを可能にする。このアクチュエータの標準化は、生産量を増大し、開発及びメインテナンスを容易にし、従ってコストの低減を可能にする加えて、本発明によれば分割されている又は分割されていないエアブレーキ121-225及び補助翼111,211及び分割された昇降舵331,431及び方向舵541にEMAアクチュエータを用いることによって完全に電動のプライマリ飛行制御システムを得ることができる。図9は本発明による飛行制御アーキテクチャの一実施例を示し、このシステムは例えば従来の中距離型飛行機に使用できる。このアーキテクチャは、飛行機の2つの独立の原動機610及び620により付勢される3つの電気回路601,602及び603を備える。第1及び第2の原動機610及び620は、それぞれ第1及び第2のVFG可変周波数発電機発電機611及び621及び第1及び第2のPMG永久磁石発電機発電機613及び623を駆動する。第1及び第2の発電機VFG611及び621は可変周波数の電流を第1及び第2の電気回路601及び602にそれぞれ供給する。第1及び第2の発電機PMG613及び623は一定周波数の電流を第3の電気回路に供給する。発電機613及び623は互いに結合されて第3の回路603の給電に使用される。変形例として、第3の回路603は発電機613及び623のいずれかで無差別に給電することができる。有利には、第3の回路603の給電のために、バックアップ風力発電機RATを用いることもできる。この図には、飛行機の翼100,200及び尾翼300,400及び500に対するプライマリ飛行制御も示されている。この特定の実施例によれば、プライマリ飛行制御システムは、左補助翼111の2つの独立した表面113,114、右補助翼211の2つの独立した表面213,214、左昇降舵331の2つの独立した表面333,334、右昇降舵431の2つの独立した表面433,434、及び方向舵541の3つの独立した表面543,544,545を備える。プライマリ飛行制御システムは5つの左エアブレーキ121-125及び5つの右エアブレーキ221-225も備える。3つの電気回路601,602,603の各々は3つの軸における飛行機の操縦の制御を保証するために有利に使用することができる。例えば、各独立した補助翼表面は第1及び第3の電気回路601,603又は第2及び第3の電気回路601,603にそれぞれ接続された2つのアクチュエータにより制御することができる。10個のエアブレーキ121-225は第1の電気回路601に接続された4個のアクチュエータ、第2の電気回路602に接続された他の4個のアクチュエータ及び第3の電気回路603に接続された最後の2個のアクチュエータによりそれぞれ制御することができる。2つの第1の独立した昇降舵表面の各々は第1及び第3の電気回路601,603にそれぞれ接続された2つのアクチュエータにより制御することができ、2つの第2の独立した昇降舵表面の各々は第2及び第3の電気回路602,603にそれぞれ接続された2つのアクチュエータにより制御することができる。最後に、独立した方向舵表面の各々は第1、第2及び第3の電気回路の3つの異なる組み合わせの2つの電気回路にそれぞれ接続された2つのアクチュエータにより制御することができる。もっと具体的にいうと、第1の電気回路601は、左及び右補助翼の独立した外側表面114,214とそれぞれ関連する2つのEMAアクチュエータ換言すればアクチュエータ114a1及び214a1、左及び右昇降舵の独立した外側表面334,434とそれぞれ関連する2つのEMAアクチュエータ換言すればアクチュエータ334a1及び434a1、及び独立した中間及び上部方向舵表面544及び545とそれぞれ関連する2つのEMAアクチュエータ換言すれば544a1及び545a1のうちの一つを制御するために使用される。第1の電気回路601は、2つの左エアブレーキとそれぞれ関連するアクチュエータ121a1,123a1及び2つの右エアブレーキそれぞれと関連するアクチュエータ221a1,223a1を制御するためにも使用される。第2の電気回路602は左及び右補助翼の独立した内側表面113,213とそれぞれ関連する2つのEMAアクチュエータ換言すればアクチュエータ113a2及び213a2、左及び右昇降舵の独立した内側表面333,433とそれぞれ関連する2つのEMAアクチュエータ換言すればアクチュエータ333a2及び433a2、及び独立した下部及び中間方向舵表面543及び544とそれぞれ関連する2つのEMAアクチュエータ換言すれば543a2及び544a2のうちの一つを制御するために使用される。第2の電気回路602は、2つの左エアブレーキ122,124及び2つの右エアブレーキ222,224とそれぞれ関連するアクチュエータ122a2,124a2,222a2及び224a2を制御するためにも使用される。第3の電気回路603は左及び右補助翼の独立した内側表面113,213及び独立した外側表面114,214とそれぞれ関連する2つのEMAアクチュエータ換言すればアクチュエータ113a3,213a3,114a3及び214a3、左及び右昇降舵の独立した内側表面333,433及び独立した外側表面334,434とそれぞれ関連する2つのEMAアクチュエータ換言すればアクチュエータ333a3,433a3,433a3及び434a3、及び独立した下部及び上部方向舵表面543及び545とそれぞれ関連する2つのEMAアクチュエータ換言すれば543a3及び545a3のうちの一つを制御するために使用される。第3の電気回路603は、左エアブレーキ125及び右エアブレーキ225とそれぞれ関連するアクチュエータ125a3,225a3を制御するためにも使用される。図10は、図9の実施例に従う電気回路によるアクチュエータの配分を示し、これらの電気回路は航空機の他の制御を提供することもできる。この図において、それぞれの行は、補助翼113-214、エアブレーキ121-225、昇降舵333-434、方向舵543-545、可変水平安定板THSAアクチュエータ711,712、スラット及びWTBウイングチップブレーキ741,743、逆推力装置751,752、MLGメインランディングギア761,762、NLGノーズランディングギア及び方位NWSノーズホイールスティアリング773の制御に対応する。もっと具体的にいうと、第1の電気回路601は、THSA711左側、スラット及びWTB721、ブレーキシステム741、第1モータ610の逆推力装置751及びMLG761左側に関連するアクチュエータの制御にも使用できる。第2の電気回路602は、THSA712右側、スラット及びWTB732、第2モータ620の逆推力装置752及びMLG762右側に関連するアクチュエータの制御にも使用できる。第3の電気回路603は、スラット及びWTB723、スラット及びWTB733、ブレーキシステム743及びNLG及びNWS773に関連するアクチュエータの制御にも使用できる。本発明は本発明による飛行制御システムが設けられた航空機にも関する。従って、本発明による飛行制御システムによれば、高信頼度で低コストのEMAアクチュエータを用いて飛行機をより一層電動化することができ、操縦面又は独立表面のサイズを所要のアクチュエータパワーが等しくなるように選択することによりEMAアクチュエータの標準化することができる。この標準化により飛行機の高速表面の全てに同じアクチュエータを取り付けることが可能になる。操縦面の分割によりアクチュエータに対する要求特に固着、不伸張及びダンピングに関する要求を軽減でき、飛行機の構造内への組み込みのために小型のアクチュエータを使用することが可能になる。"