CA2988694C

CA2988694C - Control element for an aircraft, corresponding aircraft and piloting method for an aircraft

Info

Publication number: CA2988694C
Application number: CA2988694A
Authority: CA
Inventors: Olivier Honnorat; Romain Nevers; Romain KOVEL
Original assignee: Airbus Helicopters SAS
Current assignee: Airbus Helicopters SAS
Priority date: 2017-12-12
Filing date: 2017-12-12
Publication date: 2019-10-29
Anticipated expiration: 2037-12-12
Also published as: CA2988694A1

Abstract

La présente invention concerne un dispositif de commande (10) d'un aéronef (1), ce dispositif de commande (10) comportant au moins un "vérin de trim" (2) motorisé à ancrage de type actif, le vérin de trim (2) comportant au moins un moteur électrique, au moins un circuit électronique de puissance pour alimenter en énergie électrique le (ou les) moteur(s) électrique(s) (3, 3') et des moyens de réduction de vitesse permettant d'entraîner en rotation un arbre de sortie du vérin de trim (2). Ce dispositif de commande (10) met en oeuvre trois boucles d'asservissement distinctes et imbriquées les unes dans les autres, ces trois boucles d'asservissement étant formées par une boucle d'asservissement en courant électrique, une boucle d'asservissement en vitesse et une boucle d'asservissement en effort.The present invention relates to a control device (10) for an aircraft (1), this control device (10) comprising at least one active motor-type "trimmer" (2) with an active anchor, the trim cylinder ( 2) comprising at least one electric motor, at least one electronic power circuit for supplying electrical energy to the electric motor (s) (3, 3 ') and speed reducing means for rotate an output shaft of the trim ram (2). This control device (10) implements three separate servocontrol loops interleaved into one another, these three control loops being formed by an electric current control loop, a speed control loop and an enslavement loop in effort.

Description

Dispositif de commande d'un aéronef, aéronef correspondant et méthode de pilotage d'un aéronef La présente invention concerne un dispositif de commande d'un aéronef, un tel aéronef équipé d'un dispositif de commande de ce type et une méthode de pilotage correspondante permettant à un pilote de réaliser un pilotage d'un aéronef tel que par exemple un avion ou un giravion.
L'invention vise plus particulièrement un dispositif de commande dans lequel un "vérin de trim" est placé en parallèle d'une chaîne principale de commande permettant de commander des moyens aérodynamiques d'un aéronef. Ce vérin de trim constitue notamment un système d'assistance au pilotage en facilitant le maintien d'un organe de commande dans une position déterminée.
En effet, un tel aéronef comporte également au moins un organe de commande destiné à être manoeuvré par au moins un pilote et permettant de réaliser un déplacement des moyens aérodynamiques.
Ainsi, pour la suite de la présente demande, on entend désigner par organe de commande tout dispositif de commande apte à être manoeuvré par un pilote ou automatiquement que ce soit dans un cockpit de pilotage ou à l'extérieur de l'aéronef lorsque celui-ci n'embarque pas de pilote. De tels organes de commande peuvent ainsi se présenter sous diverses formes et notamment, d'une part, celle d'un levier, d'un manche ou d'un "mini-manche", également désigné en langue anglaise par le terme de "joystick", ou encore d'autre part, celle d'un palonnier. Device for controlling an aircraft, corresponding aircraft and method of piloting an aircraft The present invention relates to a control device of a aircraft, such an aircraft equipped with a control device of this type and a corresponding piloting method allowing a pilot to achieve piloting an aircraft such as for example a airplane or a rotorcraft.
The invention aims more particularly at a device for control in which a "trim cylinder" is placed in parallel with a main control chain for controlling aerodynamic means of an aircraft. This trim cylinder constitutes including a piloting assistance system by facilitating the maintaining a control member in a determined position.
Indeed, such an aircraft also comprises at least one member control system intended to be operated by at least one pilot and making it possible to carry out a movement of the aerodynamic means.
Thus, for the remainder of the present application, we intend to designate by a control device any control device capable of being maneuvered by a pilot or automatically whether in a cockpit or outside the aircraft when the latter does not ship a pilot. Such control devices can thus come in various forms and in particular, on the one hand, that of a lever, a handle or a "mini-handle", also designated in the English language by the term "joystick", or on the other hand, that of a rudder.

2 Ces organes de commande permettent alors de déplacer des moyens aérodynamiques par rapport à un flux d'air incident relativement à un fuselage de l'aéronef. De tels moyens aérodynamiques peuvent alors, dans le cas d'un avion, consister soit par exemple en des volets, des ailerons ou des spoilers d'aile, soit par exemple en une gouverne de direction d'une dérive ou d'une gouverne de profondeur.
Dans le cas d'un giravion, de tels moyens aérodynamiques peuvent cependant correspondre par exemple à un angle de pas collectif ou cyclique des pales d'un rotor principal et à un angle de pas collectif des pales notamment d'un rotor arrière, par exemple.
Par ailleurs, un aéronef comporte généralement une pluralité de vérins de trim pour permettre de commander plusieurs moyens aérodynamiques. Ces vérins de trim peuvent alors être du type "motorisés à ancrage" pour permettre de générer un effort résistant dans un organe de commande de l'aéronef à partir d'un couple résistant généré par au moins un moteur électrique du vérin de trim.
De plus, de tels vérins de trim peuvent également être de type actif :
dans ce cas le gradient d'effort du couple résistant généré par le ou les moteurs électriques peut varier avec une position "d'ancrage" du vérin de trim.
Par ailleurs, pour réaliser une commande d'un tel vérin de trim, il est nécessaire d'asservir une consigne de commande du ou des moteurs électriques de manière à garantir un fonctionnement optimal des différents organes.
Pour ce faire, et tel que notamment décrit par les documents FR
2 718 102, FR 2 989 353, US2016 / 0221674, US 8 942 866, US2005 /
0080495 et US 7 108 232, il a alors été développé des dispositifs de 2 These control devices then make it possible to move aerodynamic means with respect to an incident airflow in relation to a fuselage of the aircraft. Such means aerodynamics can then, in the case of an airplane, consist of either for example flaps, fins or wing spoilers, or for example in a rudder of a drift or a elevator.
In the case of a rotorcraft, such aerodynamic means can however, for example, correspond to a step angle collective or cyclic blades of a main rotor and at an angle of not collective blades including a rear rotor, for example.
In addition, an aircraft generally comprises a plurality of trim cylinders to allow to control several ways aerodynamic. These trim cylinders can then be of the type "motorized anchoring" to allow to generate a resistant effort in a control member of the aircraft from a couple resistant generated by at least one electric motor of the trim cylinder.
In addition, such trim cylinders can also be of the active type:
in this case the stress gradient of the resistive torque generated by the electric motors can vary with an "anchor" position of trimmer cylinder.
Moreover, to achieve control of such a trimmer cylinder, it is necessary to enslave a command order of the electric motors to ensure optimal operation different organs.
To do this, and as described in particular by the documents FR
2,718,102, FR 2,989,353, US2016 / 0221674, US 8,942,866, US2005 /
0080495 and US 7 108 232, it was then developed devices for

3 commande comportant notamment une boucle d'asservissement dite "en effort" du (ou des) moteur(s) électrique(s) du vérin de trim. De telles boucles d'asservissement sont dans ce cas réalisées au moyen de capteurs d'effort mesurant un effort exercé sur une chaîne cinématique de l'organe de commande. De cette manière, il est alors possible d'adapter la consigne de commande du moteur électrique en fonction de la mesure de l'effort exercé sur la chaîne cinématique de l'organe de commande. La boucle d'asservissement en effort est alors généralement combinée avec une boucle d'asservissement en courant électrique pour générer la consigne de commande du (ou des) moteur(s) électrique(s) du vérin de trim.
Cependant, de tels dispositifs de commande ne permettent pas de réaliser un ancrage dynamique d'un vérin série agencé en série sur la chaîne principale de commande permettant de commander les moyens aérodynamiques de l'aéronef. En effet, une variation de position d'un organe de commande induit automatiquement une variation de sa vitesse de déplacement et donc de la vitesse d'un arbre de sortie ou d'un levier de sortie du vérin de trim. Cette variation de vitesse n'est donc pas prise en compte par ces dispositifs de commande ce qui peut se révéler problématique en générant des secousses dans l'organe de commande.
En outre, l'asservissement du (ou des) moteur(s) de vérin de trim de ce type de dispositif de commande est alors peu robuste ou à
tout le moins n'est pas optimum.
La présente invention a alors pour objet de proposer un dispositif de commande permettant de s'affranchir des limitations mentionnées ci-dessus via un asservissement plus robuste du (ou des) moteur(s) de vérin de trim. Ce dispositif de commande permet en 3 command including in particular a so-called servo loop "effort" of the (or) motor (s) electric (s) trim cylinder. Of such control loops are in this case carried out by means of of force sensors measuring a force exerted on a chain kinematic of the control member. In this way, it is then it is possible to adapt the command set of the electric motor to function of measuring the force exerted on the driveline of the control organ. The enslavement loop in effort is then usually combined with a current control loop electrical device to generate the control instruction of the (or) electric motor (s) of the trimmer cylinder.
However, such control devices do not allow to dynamically anchor a serially arranged serial jack on the main control line to control the aerodynamic means of the aircraft. Indeed, a variation of position of a control member automatically induces a variation of its speed of movement and therefore of the speed of a output shaft or lever output trim cylinder. This variation in speed is therefore not taken into account by these control devices which can be problematic in generating jerks in the control member.
In addition, the servocontrol of the engine (s) of the cylinder trim of this type of control device is then not robust or to at the very least, it is not optimum.
The present invention therefore aims to propose a control device to overcome limitations mentioned above via a more robust servo control (or Traction cylinder motor (s). This control device makes it possible

4 outre d'ancrer dynamiquement des vérins série en prenant en compte les variations de vitesse de déplacement des organes de commande de l'aéronef.
L'invention concerne donc un dispositif de commande d'un aéronef, un tel dispositif de commande comportant au moins un "vérin de trim" motorisé à ancrage de type actif, ce vérin de trim comportant au moins un moteur électrique, au moins un circuit électronique de puissance pour alimenter en énergie électrique le (ou les) moteur(s) électrique(s) et des moyens de réduction de vitesse pour réduire la vitesse de rotation d'un axe de rotation d'un moteur électrique. En outre, de tels moyens de réduction de vitesse permettent d'entraîner en rotation un arbre de sortie du vérin de trim à une vitesse de rotation de sortie inférieure à une vitesse de rotation d'entrée de l'axe de rotation du (ou des) moteur(s) électrique(s).
Ce dispositif de commande est remarquable en ce qu'il met en oeuvre trois boucles d'asservissement distinctes et imbriquées les unes dans les autres, ces trois boucles d'asservissement étant formées par une boucle d'asservissement en courant électrique, une boucle d'asservissement en vitesse et une boucle d'asservissement en effort.
La boucle d'asservissement en courant électrique comporte alors au moins une sonde de courant électrique agencée en entrée du (ou des) moteur(s) électrique(s) pour mesurer une valeur d'un courant électrique d'alimentation en énergie électrique fourni par le (ou les) circuit(s) électronique(s) de puissance. Une telle boucle d'asservissement en courant électrique comporte également au moins un premier capteur de position agencé sur l'axe de rotation du (ou 4 besides dynamically anchoring serial jacks taking into account the variations of speed of displacement of the control organs of the aircraft.
The invention therefore relates to a control device of a aircraft, such a control device comprising at least one "cylinder trimmer motor type active, this trimmer cylinder comprising at least one electric motor, at least one electronic circuit of power to supply electrical energy to the motor (s) electric (s) and speed reduction means to reduce the speed of rotation of an axis of rotation of an electric motor. In in addition, such speed reduction means make it possible to drive in rotation an output shaft of the trimmer cylinder at a speed of output rotation less than an axis input rotational speed rotation of the electric motor (s).
This control device is remarkable in that it puts in three separate and nested servo loops in each other, these three loops of servo being formed by an electric current control loop, a speed control loop and servo loop in effort.
The servo loop in electrical current comprises then at least one electric current sensor arranged at the input of the (or) electric motor (s) for measuring a value of a current electrical power supply provided by the electronic circuit (s) of power. Such a loop electrical current control also includes at least a first position sensor arranged on the axis of rotation of the (or

5 des) moteur(s) électrique(s) pour mesurer une position angulaire de l'axe de rotation par rapport à un châssis fixe du vérin de trim.
La boucle d'asservissement en vitesse comporte quant à elle au moins un second capteur de position agencé sur l'arbre de sortie du vérin de trim pour mesurer une position angulaire de cet arbre de sortie par rapport au châssis fixe du vérin de trim. Une telle boucle d'asservissement en vitesse comporte également une branche de sortie connectée à une entrée de la boucle d'asservissement en courant électrique.
Enfin, la boucle d'asservissement en effort comporte au moins un capteur d'effort agencé au niveau d'au moins un organe de commande de vol pour mesurer un effort extérieur exercé sur le (ou les) organe(s) de commande de vol. De plus, la boucle d'asservissement en effort comporte également une ligne de sortie connectée à une entrée de la boucle d'asservissement en vitesse.
Autrement dit, le second capteur de position permet de mesurer la vitesse de variation de la position du (ou des) organe(s) de commande. La boucle d'asservissement en vitesse peut alors permettre de générer, via un comparateur/soustracteur, un ordre inverse à celui généré par la boucle d'asservissement en courant électrique.
Une telle boucle d'asservissement en vitesse et son imbrication avec la boucle d'asservissement en courant électrique et la boucle d'asservissement en effort permet alors de réaliser l'ancrage dynamique du (ou des) vérin(s) série de l'aéronef.
Par ailleurs, la boucle d'asservissement en vitesse permet également de réaliser un pilotage de la vitesse de déplacement du 5 electric motor (s) to measure an angular position of the axis of rotation relative to a fixed frame of the trim cylinder.
The speed control loop includes the less a second position sensor arranged on the output shaft of the trimmer cylinder for measuring an angular position of this shaft of output relative to the fixed frame of the trimmer cylinder. Such a loop speed control also includes a branch of output connected to an input of the servo loop in Electric power.
Finally, the effort control loop comprises at least a force sensor arranged at the level of at least one flight control for measuring an external force exerted on the (or the) flight control organ (s). In addition, the loop enslavement in effort also includes an exit line connected to an input of the speed control loop.
In other words, the second position sensor makes it possible to measure the speed of variation of the position of the organ (s) of ordered. The speed control loop can then allow to generate, via a comparator / subtractor, an order inverse to that generated by the current control loop electric.
Such a speed control loop and its interweaving with the servo loop and the loop enslavement in effort then makes it possible to carry out the anchoring dynamic cylinder (s) series (s) of the aircraft.
Moreover, the speed control loop allows also to achieve a control of the speed of movement of the

6 point d'ancrage via un dispositif de pilote automatique de l'aéronef.
En effet, la boucle d'asservissement en vitesse permet alors de réaliser un pilotage "fluide" de la consigne générant une position d'ancrage, également désignée par l'expression de "position d'effort nul" sur le (ou les) organe(s) de commande de vol.
La boucle d'asservissement en vitesse permet ainsi d'éviter des oscillations en rotation de l'arbre de sortie du vérin de trim par rapport à son châssis fixe ce qui provoquerait des secousses ou des à-coups dans le (ou les) organe(s) de commande de vol. En effet, une boucle d'asservissement en vitesse permet alors de prendre en considération les jeux internes des moyens de réduction de vitesse du vérin de trim et/ou les jeux internes de la chaîne principale de commande permettant de commander des moyens aérodynamiques d'un aéronef. En effet, de tels jeux ne doivent pas être perçus par le pilote lors de la manipulation du (ou des) organe(s) de commande de vol.
Avantageusement, le (ou les) moteur(s) électrique(s) peu(ven)t être de type triphasé et la boucle d'asservissement en courant électrique peut comporter trois sondes de courant électrique mesurant respectivement chacune une valeur d'un courant électrique d'alimentation en énergie électrique fourni par le (ou les) circuit(s) électronique(s) de puissance.
En d'autres termes, sur chacune des trois phases du (ou des) moteur(s), une sonde de courant électrique mesure les variations de l'intensité du signal. Le (ou les) moteur(s) électrique(s) peu(ven)t notamment être de type "Brushless".
En pratique, le dispositif de commande peut comporter au moins un calculateur permettant de mettre en oeuvre une méthode de 6 anchor point via an autopilot device of the aircraft.
Indeed, the speed control loop then makes it possible to achieve a "fluid" control of the setpoint generating a position anchorage, also referred to as the "effort position"
null "on the flight control organ (s).
The speed control loop thus makes it possible to avoid oscillations in rotation of the output shaft of the trimmer cylinder by compared to its fixed chassis which would cause jolts or jerks in the flight control organ (s). Indeed, a speed control loop then allows to take in consideration the internal games means of speed reduction of the trimmer cylinder and / or the internal games of the main chain of command to control means aerodynamics of an aircraft. Indeed, such games must not be perceived by the pilot when handling the organ (s) flight control.
Advantageously, the electric motor (s) can be used be of three-phase type and the current control loop electrical may include three electric current probes respectively measuring a value of an electric current power supply provided by the circuit (s) Power electronics.
In other words, on each of the three phases of (or) motor (s), an electric current sensor measures the variations of the intensity of the signal. The electric motor (s) can be used especially be "Brushless" type.
In practice, the control device may comprise at least a calculator making it possible to implement a method of

7 commande vectorielle du (ou des) moteur(s) électrique(s) triphasé(s), une telle méthode de commande vectorielle permettant de fournir deux composantes orthogonales : une première composante représentative d'un réglage d'un flux magnétique du (ou des) moteur(s) électrique(s) et une seconde composante représentative d'un réglage d'un couple moteur du (ou des) moteur(s) électrique(s).
De cette manière, le (ou les) moteur(s) électrique(s) peu(ven)t être asservis en évitant de générer des ondulations de couple causées par la commande du circuit électronique associé. En effet, chaque phase doit normalement être pilotée suivant une commande sinus, et synchronisée avec un déphasage de 120 degrés par rapport aux deux autres phases. Ce pilotage nécessite une bande passante élevée impliquant une électronique de pointe ayant une puissance de calcul très importante.
Une telle électronique n'est cependant pas envisageable pour un système embarqué très compact destiné à être agencé dans un aéronef. La méthode de commande vectorielle permet alors de réaliser un autre mode de pilotage du courant électrique dans chaque phase du (ou des) moteur(s) électrique(s).
En effet, avant d'implémenter une valeur d'état dans un régulateur, on transforme, via des transformations trigonométriques, le système triphasé à trois courants électriques en un système biphasé à deux courants électriques en fonction de la position du rotor de chaque moteur électrique. Ainsi, on génère un système fictif de courants électriques dans un plan complexe avec un courant électrique réel Id et un courant électrique imaginaire lq. Le courant électrique réel Id étant maintenu à la valeur 0, on pilote alors une seule valeur du courant électrique imaginaire lq. 7 vector control of the three-phase electric motor (s), such a vector control method to provide two orthogonal components: a first component representative of a setting of a magnetic flux of the motor (s) electric motor (s) and a second component representative of a setting a motor torque of the (or) motor (s) electric (s).
In this way, the electric motor (s) can be used be enslaved by avoiding generating torque ripples caused by the control of the associated electronic circuit. Indeed, each phase must normally be driven according to a command sinus, and synchronized with a phase shift of 120 degrees to to the other two phases. This control requires a bandwidth high involving advanced electronics having a power of very important calculation.
Such electronics, however, is not conceivable for a very compact embedded system intended to be arranged in a aircraft. The vector control method then allows realize another mode of control of the electric current in each phase of the electric motor (s).
Indeed, before implementing a state value in a regulator, we transform, via trigonometric transformations, the three-phase system with three electric currents in one system two-phase electric current depending on the position of the rotor of each electric motor. Thus, we generate a fictitious system of electric currents in a complex plane with a current real electric Id and an imaginary electric current lq. The flow electrical real Id being maintained at the value 0, we then pilot a only value of the imaginary electric current lq.

8 De cette manière, on obtient un déphasage des phases qui est constant. Le système triphasé est donc simplifié et est ramené à un système monophasé avec une seule valeur d'état lq à commander.
Dés lors, asservir une seule valeur de courant électrique imaginaire lq devient très facile. Une fois ce courant électrique imaginaire asservi, par exemple au moyen d'un soustracteur et d'un régulateur proportionnel intégrateur, les transformées trigonométriques inverses sont calculées, pour en déduire les trois courants électriques de pilotage à appliquer aux bornes du (ou des) moteur(s) électrique(s).
Selon un exemple de réalisation de l'invention, la boucle d'asservissement en vitesse peut comporter un circuit de calcul permettant de déterminer, à partir d'un premier signal représentatif de la position angulaire de l'arbre de sortie du vérin de trim, un second signal représentatif d'une vitesse de rotation de cet arbre de sortie.
Ainsi, le signal dérivé peut alors être filtré pour éliminer des oscillations et du bruit numérique dû à la dérivation. Un tel filtre peut notamment être un filtre dit à moyenne glissante permettant par exemple d'éliminer les fréquences supérieures à 80Hz. Selon un exemple de réalisation, la bande passante de la boucle d'asservissement en vitesse peut alors être de 50Hz - 80Hz.
Enfin, selon la stratégie de sécurité et de bridage des performances du vérin de trim, un dispositif de type "limiter" peut être utilisé afin de limiter à une valeur maximale la consigne de vitesse en sortie de la boucle d'asservissement en vitesse.
Avantageusement, la boucle d'asservissement en courant électrique peut comporter au moins un premier filtre permettant d'éliminer des fréquences parasites d'un signal représentatif de la 8 In this way, we obtain a phase shift that is constant. The three-phase system is therefore simplified and is reduced to one single-phase system with only one lq status value to be controlled.
Therefore, to enslave a single value of imaginary electric current lq becomes very easy. Once this imaginary electric current enslaved, for example by means of a subtractor and a regulator proportional integrator, inverse trigonometric transforms are calculated, to deduce the three electric currents of control to be applied to the terminals of the (or) electric motor (s).
According to an exemplary embodiment of the invention, the loop speed control may comprise a calculation circuit to determine, from a first signal representative of the angular position of the output shaft of the trimmer cylinder, a second signal representative of a rotational speed of this output shaft.
Thus, the derived signal can then be filtered to eliminate oscillations and digital noise due to the derivation. Such a filter can especially be a so-called sliding average filter allowing by example to eliminate frequencies above 80Hz. According to one exemplary embodiment, the bandwidth of the loop speed control can then be 50Hz - 80Hz.
Finally, according to the strategy of security and bridging performance of the trimmer cylinder, a "limit" type device can be used to limit to a maximum value the speed reference in output of the servo loop in speed.
Advantageously, the current control loop electrical device may comprise at least one first filter to eliminate parasitic frequencies of a signal representative of the

9 position angulaire de l'axe de rotation du (ou des) moteur(s) électrique(s).
En effet, les mesures de courant électrique données par les sondes de courant électrique peuvent être perturbées par des champs électromagnétiques parasites. Les signaux sont donc filtrés à environ 2 kHz, de manière à supprimer des perturbations telles que celles provenant du circuit électronique de puissance permettant d'alimenter en énergie électrique le (ou les) moteur(s). Une fréquence de hachage du (ou des) premier(s) filtre(s) est alors comprise entre 10 kHz et 20 kHz.
Par suite, la bande passante de la boucle d'asservissement en courant électrique est réglée à 500 Hz - 1 kHz.
De même, la boucle d'asservissement en vitesse peut comporter au moins un second filtre permettant d'éliminer des fréquences parasites d'un signal représentatif de la position angulaire de l'arbre de sortie du vérin de trim.
En d'autres termes, avant d'être dérivé, le signal issu du second capteur de position agencé sur l'arbre de sortie peut être filtré une première fois entre 500 Hz et 1 kHz pour éliminer les bruits électromagnétiques, en particulier la fréquence de commutation d'un pont de puissance qui est généralement comprise entre 10 kHz et 20 kHz, puis une seconde fois entre 100 Hz et 150 Hz pour limiter et adapter la bande passante de la boucle d'asservissement en vitesse.
Selon un exemple de réalisation de l'invention, le (ou les) capteur(s) d'effort peu(ven)t être agencé(s) mécaniquement en série par rapport au(x) organe(s) de commande de vol. 9 angular position of the axis of rotation of the engine (s) electrical connector (s).
Indeed, the measurements of electric current given by the electrical current probes may be disturbed by fields electromagnetic parasites. The signals are thus filtered to around 2 kHz, so as to eliminate disturbances such as those from the electronic power circuit for powering in electrical energy the (or) motor (s). A frequency of hash of the first filter (s) is then between 10 kHz and 20 kHz.
As a result, the bandwidth of the servo loop in electrical current is set at 500 Hz - 1 kHz.
Similarly, the speed control loop may comprise at least one second filter for eliminating frequencies parasites of a signal representative of the angular position of the tree output of the trimmer cylinder.
In other words, before being derived, the signal from the second position sensor arranged on the output shaft can be filtered a first time between 500 Hz and 1 kHz to eliminate noise electromagnetic fields, in particular the switching frequency of a power bridge which is usually between 10 kHz and 20 kHz, then a second time between 100 Hz and 150 Hz to limit and adapt the bandwidth of the servo loop to speed.
According to an exemplary embodiment of the invention, the (or) force sensor (s) can be arranged mechanically in series relative to the flight control member (s).

10 De tels capteurs peuvent ainsi permettent d'effectuer respectivement chacun des mesures simultanées et redondantes de l'effort transmis au(x) organe(s) de commande de vol.
Avantageusement, la boucle d'asservissement en effort peut comporter une mémoire permettant de stocker au moins une table de valeurs d'efforts prédéterminés à appliquer au(x) organe(s) de commande de vol en fonction d'une donnée de position transmise par le (ou les) second(s) capteur(s) de position de la boucle d'asservissement en vitesse.
Ainsi, le second capteur de position donne une position angulaire de l'arbre de sortie par rapport au châssis fixe du vérin de trim. A cette position angulaire correspond un effort théorique à
obtenir au niveau du (ou des) organe(s) de commande. Cet effort théorique est alors donné par la table de valeurs d'efforts prédéterminés préenregistrée dans la mémoire.
Cette table définit donc la loi d'effort théorique à obtenir. On compare ensuite cet effort théorique à l'effort mesuré par le capteur d'effort, puis on asservit via par exemple un régulateur proportionnel intégrateur la différence entre l'effort théorique et l'effort mesuré. La valeur de sortie permet alors de piloter en entrée la boucle d'asservissement en vitesse.
Comme déjà évoqué, l'invention concerne également un aéronef remarquable en ce qu'il comporte un dispositif de commande tel que précédemment décrit.
Enfin, la présente invention a aussi pour objet la méthode de pilotage d'un aéronef comportant au moins un "vérin de trim" motorisé
à ancrage de type actif, ce vérin de trim comportant au moins un 10 Such sensors can thus make it possible to carry out respectively each of the simultaneous and redundant measurements of the force transmitted to the flight control organ (s).
Advantageously, the servo-control loop can have a memory for storing at least one table of predetermined force values to be applied to the organ (s) of flight control according to a position data transmitted by the second position sensor (s) of the loop servo speed.
Thus, the second position sensor gives a position angle of the output shaft relative to the fixed frame of the cylinder of trim. At this angular position corresponds a theoretical effort to obtain at the level of the control organ (s). This effort theoretical is then given by the table of values of efforts pre-recorded in the memory.
This table therefore defines the law of theoretical effort to obtain. We then compares this theoretical effort with the effort measured by the sensor of effort, then enslaved via for example a proportional regulator integrator the difference between the theoretical effort and the measured effort. The output value then allows to control the input of the loop servo speed.
As already mentioned, the invention also relates to an aircraft remarkable in that it comprises a control device such as previously described.
Finally, the present invention also relates to the method of piloting an aircraft comprising at least one motorized "trim cylinder"
an active type anchoring device, this trim actuator comprising at least one

11 moteur électrique, au moins un circuit électronique de puissance pour alimenter en énergie électrique le (ou les) moteur(s) électrique(s) et des moyens de réduction de vitesse pour réduire la vitesse de rotation d'un axe de rotation du (ou des) moteur(s) électrique(s), les moyens de réduction de vitesse permettant d'entraîner en rotation un arbre de sortie du vérin de trim à une vitesse de rotation de sortie inférieure à une vitesse de rotation d'entrée de l'axe de rotation du (ou des) moteur(s) électrique(s).
Une telle méthode de pilotage est alors remarquable en ce qu'elle comporte trois boucles d'asservissement distinctes et imbriquées les unes dans les autres, ces trois boucles d'asservissement étant formées par une boucle d'asservissement en courant électrique, une boucle d'asservissement en vitesse et une boucle d'asservissement en effort, et en ce que :
dans la boucle d'asservissement en courant électrique :
= en entrée du (ou des) moteur(s) électrique(s), on mesure, via au moins une sonde de courant électrique, une valeur d'un courant électrique d'alimentation en énergie électrique fourni par le (ou les) circuit(s) électronique(s) de puissance, et = sur l'axe de rotation du (ou des) moteur(s) électrique(s), on mesure, via au moins un premier capteur de position, une position angulaire de l'axe de rotation par rapport à un châssis fixe du vérin de trim, dans la boucle d'asservissement en vitesse :
= sur l'arbre de sortie, on mesure, via au moins un second capteur de position, une position angulaire de l'arbre de sortie par rapport au châssis fixe du vérin de trim, et 11 electric motor, at least one electronic power circuit for supply electrical energy to the electric motor (s) and speed reduction means for reducing the speed of rotation of an axis of rotation of the electric motor (s), the speed reduction means for rotating a gear trim cylinder output shaft at an output rotation speed less than an input rotation speed of the axis of rotation of the (or) electric motor (s).
Such a method of piloting is then remarkable in that it has three distinct servo loops and nested within each other, these three loops enslavement being formed by a servocontrol loop electrical current, a speed control loop and a an enslavement loop in effort, and in that:
in the servo loop in electric current:
= at the input of the electric motor (s), we measure, via minus one electric current probe, one current value electric power supply provided by the (or the electronic circuit (s) of power, and = on the axis of rotation of the electric motor (s), one measuring, via at least one first position sensor, a angular position of the axis of rotation with respect to a frame fixed trim cylinder, in the speed control loop:
= on the output shaft, we measure, via at least a second position sensor, an angular position of the output shaft relative to the fixed frame of the trim cylinder, and

12 = on connecte une branche de sortie avec une entrée de la boucle d'asservissement en courant électrique, dans la boucle d'asservissement en effort :
= au niveau d'au moins un organe de commande de vol, on mesure, via au moins un capteur d'effort, un effort extérieur exercé sur le (ou les) organe(s) de commande de vol, et = on connecte une ligne de sortie avec une entrée de la boucle d'asservissement en vitesse.
Une telle méthode de pilotage permet alors notamment de réaliser l'ancrage dynamique du (ou des) vérin(s) série de l'aéronef.
Par ailleurs, le (ou les) moteur(s) électrique(s) étant de type triphasé, la boucle d'asservissement en courant électrique peut comporter une étape de mesure, via trois sondes de courant électrique, de trois valeurs d'un courant électrique d'alimentation en énergie électrique fourni par le (ou les) circuit(s) électronique(s) de puissance.
En pratique, on peut mettre en oeuvre, via au moins un calculateur, une étape de commande vectorielle du (ou des) moteur(s) électrique(s) triphasé(s), une telle étape de commande vectorielle permettant de fournir deux composantes orthogonales :
une première composante représentative d'un réglage d'un flux magnétique du (ou des) moteur(s) électrique(s) et une seconde composante représentative d'un réglage d'un couple moteur du (ou des) moteur(s) électrique(s).
Avantageusement, la boucle d'asservissement en vitesse peut comporter une étape de calcul permettant de déterminer, via un 12 = we connect an output branch with an input of the loop servo-control in electric current, in the servo loop in effort:
= at the level of at least one flight control member, measuring, via at least one force sensor, an external force exercised over the flight control organ (s), and = we connect an output line with an input of the loop servo speed.
Such a control method then makes it possible perform the dynamic anchoring of the (or) serial cylinder (s) of the aircraft.
Moreover, the electric motor (s) being of type three-phase, the electric current control loop can include a measurement step, via three current probes three values of an electric supply current electrical energy supplied by the electronic circuit (s) of power.
In practice, it is possible to implement, via at least one calculator, a vector control step of (or) motor (s) electric (s) three phase (s), such a control step vector to provide two orthogonal components:
a first component representative of a setting of a flow magnetic motor (s) and (s) electric motor (s) and a second component representative of a setting of a motor torque of (or electric motor (s).
Advantageously, the speed control loop can include a calculation step to determine, via a

13 circuit de calcul utilisant en entrée un premier signal représentatif de la position angulaire de l'arbre de sortie du vérin de trim, un second signal dérivé représentatif d'une vitesse de rotation de l'arbre de sortie.
En pratique, la boucle d'asservissement en courant électrique peut comporter une première étape de filtration permettant, via au moins un premier filtre, d'éliminer des fréquences parasites d'un signal représentatif de la position angulaire de l'axe de rotation du (ou des) moteur(s) électrique(s).
De même par analogie, la boucle d'asservissement en vitesse peut comporter une seconde étape de filtration permettant, via au moins un second filtre, d'éliminer des fréquences parasites d'un signal représentatif de la position angulaire de l'arbre de sortie du vérin de trim.
Enfin selon un exemple de réalisation, la boucle d'asservissement en effort peut comporter une étape de stockage permettant de mémoriser au moins une table de valeurs d'efforts prédéterminés à appliquer au(x) organe(s) de commande de vol en fonction d'une donnée de position transmise par le (ou les) second(s) capteur(s) de position de la boucle d'asservissement en vitesse.
L'invention et ses avantages apparaîtront avec plus de détails dans le cadre de la description qui suit avec des exemples donnés à
titre illustratif en référence aux figures annexées qui représentent :
- la figure 1, une vue schématique de coté d'un aéronef conforme à l'invention, 13 computing circuit using as input a first signal representative of the angular position of the output shaft of the trimmer cylinder, a second derived signal representative of a rotational speed of the exit.
In practice, the control loop in electric current may comprise a first filtration step allowing, via least a first filter, to eliminate parasitic frequencies of a signal representative of the angular position of the axis of rotation of the (or) electric motor (s).
Similarly by analogy, the speed control loop may comprise a second filtration step allowing, via least a second filter, to eliminate parasitic frequencies of a signal representative of the angular position of the output shaft of the trimmer cylinder.
Finally, according to an exemplary embodiment, the loop of force control can include a storage step for storing at least one force value table to be applied to the flight control unit (s) in function of a position data transmitted by the second (s) position sensor (s) of the speed control loop.
The invention and its advantages will appear in more detail as part of the following description with examples given in illustrative title with reference to the appended figures which represent:
- Figure 1, a schematic side view of an aircraft according to the invention,

14 - la figure 2, une vue en perspective d'un vérin de trim équipant un aéronef, conformément à l'invention, - la figure 3, un schéma de principe du dispositif de commande et de la méthode de pilotage, conformément à l'invention, et - la figure 4, un schéma de principe de la méthode de pilotage conforme à l'invention.
Les éléments présents dans plusieurs figures distinctes sont affectés d'une seule et même référence.
Comme déjà évoqué l'invention se rapporte à un aéronef 1, tel que par exemple représenté à la figure 1 sous la forme d'un giravion.
Un tel aéronef 1 est alors équipé d'au moins un vérin de trim 2 motorisé à ancrage de type actif. Un tel vérin de trim 2 permet alors notamment de commander une position d'ancrage d'un organe de commande de vol 13 représenté par exemple sous la forme d'un manche de pas cyclique pour commander cycliquement le pas des pales d'un rotor, d'un levier de pas collectif pour commander collectivement le pas des dites pales ou d'un palonnier. En outre, un tel aéronef 1 comporte également un dispositif de commande 10 pour permettre de réaliser l'asservissement de la consigne de commande d'au moins un moteur électrique du vérin de trim 2.
Par ailleurs, cet asservissement de la consigne de commande du moteur électrique du vérin de trim 2 permet de réaliser un ancrage dynamique d'au moins un vérin "série" 15. Ce (ou ces) vérin(s) série 14 - Figure 2, a perspective view of a trim cylinder equipping an aircraft, according to the invention, - Figure 3, a block diagram of the control device and the control method according to the invention, and - Figure 4, a schematic diagram of the piloting method according to the invention.
The elements present in several distinct figures are assigned a single reference.
As already mentioned, the invention relates to an aircraft 1, as that for example shown in Figure 1 in the form of a rotorcraft.
Such an aircraft 1 is then equipped with at least one trim cylinder 2 motorized anchor type active. Such a trimmer cylinder 2 then allows in particular to control an anchoring position of a body of flight control 13 represented for example in the form of a cyclic step to cyclically control the pace of blades of a rotor, a collective lever to control collectively the pitch of said blades or a rudder. In addition, a such aircraft 1 also comprises a control device 10 for allow the servoing of the command order to be enslaved at least one electric motor of the trim cylinder 2.
Moreover, this servocontrol of the command order of the electric motor of the trimmer cylinder 2 makes it possible to carry out an anchoring dynamic of at least one cylinder "series" 15. This (or these) ram (s) series

15 est (sont) agencé(s) en série par rapport à une chaîne principale 15 is (are) arranged in series with respect to a main chain

16 de commande permettant de commander des moyens aérodynamiques 17 de l'aéronef 1. Tels que représentés dans le cas d'un giravion, ces moyens aérodynamiques 17 peuvent être formés par des pales d'un rotor dont on peut modifier un pas cyclique ou collectif pour piloter cet aéronef 1.
Tel que représenté à la figure 2, un tel vérin de trim 2 peut comporter deux moteurs électriques 3 ,3' comportant respectivement chacun un axe de rotation 9, 9', des moyens de réduction de vitesse 5 et un arbre de sortie 11 mobile en rotation par rapport à un châssis 12 du vérin de trim 2.
De tels moteurs électriques 3, 3' sont alors alimentés en énergie électrique respectivement chacun par un circuit électronique de puissance 4, 4'. Ces deux circuits électroniques de puissance 4, 4' sont alors montés sur le châssis 12 du vérin de trim 2 et permettent notamment une redondance de la commande du mouvement de rotation de l'arbre de sortie 11 du vérin de trim 2.
Par ailleurs, les moyens de réduction de vitesse 5 permettent de réduire la vitesse de rotation des deux moteurs électrique 3, 3' pour que la vitesse de rotation de l'arbre de sortie 11 soit inférieure à la vitesse de rotation des deux moteurs électriques 3, 3'.
De tels moyens de réduction de vitesse 5 peuvent ainsi par exemple comporter un train de pignons dentés 6, 6', 7, 7' et une pièce partiellement dentée 8 solidarisée sans degré de liberté avec l'arbre de sortie 11 Par suite, et tel que représenté à la figure 3, le dispositif de commande 10 met en oeuvre trois boucles d'asservissement distinctes et imbriquées les unes dans les autres. Ces trois boucles d'asservissement d'une méthode de pilotage 50 sont ainsi formées par une boucle d'asservissement en courant électrique 20, une boucle d'asservissement en vitesse 30 et une boucle d'asservissement en effort 40.
Une telle boucle d'asservissement en courant électrique 20 peut comporter par exemple trois sondes de courant électrique 21, 21', 21" agencées en entrée de chacune des phases d'un moteur électrique 3, 3' de type triphasé. Ces trois sondes de courant électrique 21, 21', 21" permettent alors de mesurer une valeur d'un courant électrique d'alimentation triphasé en énergie électrique fourni par l'un des circuits électronique de puissance 4, 4'.
De plus, la boucle d'asservissement en courant électrique 20 comporte également un premier capteur de position 22 agencé sur l'axe de rotation 9, 9' du moteur électrique 3, 3'. Un tel premier capteur de position 22 permet ainsi de mesurer une position angulaire de l'axe de rotation 9, 9' par rapport au châssis fixe 12 du vérin de trim 2.
Par ailleurs, le dispositif de commande 10 peut comporter un calculateur 14 permettant de mettre en uvre une méthode de commande vectorielle du moteur électrique 3, 3' triphasé. Cette méthode de commande vectorielle permet alors de fournir deux composantes orthogonales : une première composante représentative d'un réglage d'un flux magnétique du moteur électrique 3, 3' et une seconde composante représentative d'un réglage d'un couple moteur du moteur électrique 3, 3'.
Dans ce cas, la méthode de pilotage 50 comporte alors une étape de mesure 51 des trois valeurs du courant électrique d'alimentation en énergie électrique fourni par le circuit électronique de puissance 4, 4' au moteur électrique 3, 3' et une étape de commande vectorielle 52. 16 command to order means aerodynamic 17 of the aircraft 1. As represented in the case of a rotorcraft, these aerodynamic means 17 can be formed by blades of a rotor which can be changed cyclically or collective to fly this aircraft 1.
As shown in FIG. 2, such a trimmer cylinder 2 can comprise two electric motors 3, 3 'respectively comprising each an axis of rotation 9, 9 ', speed reduction means 5 and an output shaft 11 mobile in rotation with respect to a frame 12 of the trimmer cylinder 2.
Such electric motors 3, 3 'are then powered by electrical energy respectively each by an electronic circuit of power 4, 4 '. These two electronic power circuits 4, 4 ' are then mounted on the frame 12 of the trimmer cylinder 2 and allow in particular a redundancy of the control of the movement of rotation of the output shaft 11 of the trim cylinder 2.
Furthermore, the speed reduction means 5 make it possible to reduce the speed of rotation of the two electric motors 3, 3 'for that the rotational speed of the output shaft 11 is less than the speed of rotation of the two electric motors 3, 3 '.
Such speed reduction means 5 can thus by example include a gear train 6, 6 ', 7, 7' and a part partially toothed 8 secured without degree of freedom with the output shaft 11 As a result, and as shown in FIG. 3, the device for command 10 implements three separate servocontrol loops and nested in each other. These three loops enslavement of a control method 50 are formed by an electric current control loop 20, a loop speed control 30 and a control loop in effort 40.
Such an electric current control loop 20 can for example comprise three electric current probes 21, 21 ', 21 "arranged at the input of each phase of an engine 3, 3 'electric three-phase type. These three current probes 21, 21 ', 21 "then make it possible to measure a value of one Three-phase power supply with electrical energy supplied by one of the power electronic circuits 4, 4 '.
In addition, the electric current control loop 20 also comprises a first position sensor 22 arranged on the axis of rotation 9, 9 'of the electric motor 3, 3'. Such a first position sensor 22 thus makes it possible to measure an angular position of the axis of rotation 9, 9 'relative to the fixed frame 12 of the cylinder of trim 2.
Furthermore, the control device 10 may comprise a calculator 14 making it possible to implement a method of vector control of electric motor 3, 3 'three-phase. This vector control method then allows to provide two orthogonal components: a first representative component a regulation of a magnetic flux of the electric motor 3, 3 'and a second component representative of a setting of a motor torque of the electric motor 3, 3 '.
In this case, the control method 50 then comprises a measurement step 51 of the three values of the electric current power supply provided by the electronic circuit of power 4, 4 'to the electric motor 3, 3' and a step of vector control 52.

17 Au surplus, la boucle d'asservissement en courant électrique 20 peut également comporter deux premiers filtres 25, 25' permettant d'éliminer des fréquences parasites d'un signal représentatif de la position angulaire de l'axe de rotation 9, 9' du moteur électrique 3, 3'.
Dans ce cas, la méthode de pilotage 50 comporte aussi une première étape de filtration 54 permettant, via les deux premiers filtres 25, 25', d'éliminer des fréquences parasites d'un signal représentatif de la position angulaire de l'axe de rotation 9, 9' du moteur électrique 3, 3'. Par exemple, la boucle d'asservissement en courant électrique 20 peut comporter un premier filtre 25 de type analogique agencé en série en amont d'un premier filtre 25' de type numérique.
En outre, la boucle d'asservissement en vitesse 30 comporte quant à elle un second capteur de position 31 agencé sur l'arbre de sortie 11 de manière à mesurer la position angulaire de l'arbre de sortie 11 par rapport au châssis fixe 12 du vérin de trim 2.
Telle que représentée, la boucle d'asservissement en vitesse 30 peut alors comporter deux seconds filtres 35, 35' permettant d'éliminer des fréquences parasites du signal représentatif de la position angulaire de l'arbre de sortie 11 fourni par le second capteur de position 31.
Dans ce cas, la méthode de pilotage 50 comporte aussi une seconde étape de filtration 55 permettant, via les deux seconds filtres 35, 35', d'éliminer des fréquences parasites d'un signal représentatif de la position angulaire de l'arbre de sortie 11. Par exemple, la boucle d'asservissement en vitesse 30 peut comporter un second filtre 35 de type analogique agencé en série en amont d'un second filtre 35' de type numérique. 17 In addition, the control loop in electrical current 20 may also comprise two first filters 25, 25 'allowing to eliminate parasitic frequencies of a signal representative of the angular position of the axis of rotation 9, 9 'of the electric motor 3, 3'.
In this case, the control method 50 also includes a first filtration stage 54 allowing, via the first two filters 25, 25 ', to eliminate parasitic frequencies of a signal representative of the angular position of the axis of rotation 9, 9 'of the electric motor 3, 3 '. For example, the servo loop in electrical current 20 may comprise a first filter 25 of the type analog arranged in series upstream of a first filter 25 'of type digital.
In addition, the speed control loop 30 comprises as for it a second position sensor 31 arranged on the shaft of output 11 so as to measure the angular position of the 11 outlet relative to the fixed frame 12 of the trim cylinder 2.
As shown, the speed control loop 30 can then comprise two second filters 35, 35 'allowing to eliminate parasitic frequencies of the signal representative of the angular position of the output shaft 11 provided by the second sensor Position 31.
In this case, the control method 50 also includes a second filtration stage 55 allowing, via the two second filters 35, 35 ', to eliminate parasitic frequencies of a representative signal the angular position of the output shaft 11. For example, the 30 speed servo loop may comprise a second analog type filter 35 arranged in series upstream of a second 35 'filter of digital type.

18 Par ailleurs, la boucle d'asservissement en vitesse 30 peut comporter également une branche de sortie 36 connectée à une entrée 44 de la boucle d'asservissement en effort 40.
En outre, la boucle d'asservissement en vitesse 30 peut comporter un circuit de calcul 34 permettant de déterminer, à partir d'un premier signal représentatif de la position angulaire de l'arbre de sortie 11, un second signal représentatif d'une vitesse de rotation de l'arbre de sortie 11.
Dans ce cas, la méthode de pilotage 50 comporte alors une étape de calcul 53 utilisant en entrée le premier signal représentatif de la position angulaire de l'arbre de sortie 11.
Selon un exemple de réalisation particulier, un tel circuit de calcul 34 peut être un circuit dérivateur permettant de dériver le premier signal représentatif de la position angulaire de l'arbre de sortie 11. Par analogie, l'étape de calcul 53 peut alors dans ce cas correspondre à une étape de dérivation du premier signal représentatif de la position angulaire de l'arbre de sortie 11.
La boucle d'asservissement en vitesse 30 peut également comporter un troisième filtre 35" de type numérique pour supprimer d'éventuelles fréquences parasites d'un signal représentatif de la vitesse de rotation de l'arbre de sortie 11 du vérin de trim 2 par rapport au châssis fixe 12 de ce vérin de trim 2.
Enfin, la boucle d'asservissement en vitesse 30 comporte également une branche de sortie 32 connectée à une entrée 23 de la boucle d'asservissement en courant électrique 20 pour permettre de réguler continument le moteur électrique 3 en vitesse. Une telle boucle d'asservissement en vitesse 30 permet alors à la fois d'ancrer 18 Moreover, the speed control loop 30 can also include an output branch 36 connected to a input 44 of the servo control loop 40.
In addition, the speed control loop 30 can comprise a calculation circuit 34 making it possible to determine, from of a first signal representative of the angular position of the output 11, a second signal representative of a rotational speed of the output shaft 11.
In this case, the control method 50 then comprises a computation step 53 using as input the first representative signal the angular position of the output shaft 11.
According to a particular embodiment, such a circuit of computation 34 can be a derivation circuit making it possible to derive the first signal representative of the angular position of the By analogy, the calculation step 53 can then in this case correspond to a step of derivation of the first signal representative of the angular position of the output shaft 11.
The speed control loop 30 can also have a third filter 35 "of digital type to suppress possible parasitic frequencies of a signal representative of the speed of rotation of the output shaft 11 of the trim cylinder 2 by relative to the fixed frame 12 of this trim cylinder 2.
Finally, the speed control loop 30 comprises also an output branch 32 connected to an input 23 of the electrical current control loop 20 to enable continuously regulate the electric motor 3 in speed. Such a speed control loop 30 then allows both to anchor

19 dynamiquement les vérins série 15 de l'aéronef 1 et de piloter en vitesse la valeur d'un point d'ancrage fourni par un dispositif de type pilote automatique.
Par ailleurs, la boucle d'asservissement en effort 40 comporte quant à elle un capteur d'effort 41 agencé au niveau de l'organe de commande de vol 13 et permet de mesurer un effort extérieur exercé
sur cet organe de commande de vol 13.
En pratique la boucle d'asservissement en effort 40 peut comporter une mémoire 43 permettant de mettre en oeuvre une étape de stockage 56 d'au moins une table de valeurs d'efforts prédéterminés à appliquer à l'organe de commande de vol 13. La donnée d'effort théorique est alors déterminée en fonction d'une donnée de position de l'arbre de sortie 11 transmise par le second capteur de position 31 via la branche de sortie 36 connectée à
l'entrée 44 de la boucle d'asservissement en effort 40.
Enfin, la boucle d'asservissement en effort 40 comporte une ligne de sortie 42 connectée à une entrée 33 de la boucle d'asservissement en vitesse 30 pour permettre de piloter la boucle d'asservissement en vitesse 30.
Telle que représentée de manière épurée à la figure 4, la méthode de pilotage 50 comporte trois boucles d'asservissement formées par une boucle d'asservissement en courant électrique 20, une boucle d'asservissement en vitesse 30 et une boucle d'asservissement en effort 40.
La boucle d'asservissement en courant électrique 20 comporte alors notamment l'étape de mesure 51 pour mesurer le courant 19 dynamically the series 15 cylinders of the aircraft 1 and to pilot in speed the value of an anchor provided by a device-type Automatic pilot.
Moreover, the servo-control loop 40 comprises as for it, a force sensor 41 arranged at the level of the flight control 13 and makes it possible to measure an external force exerted on this flight control member 13.
In practice, the force control loop 40 can have a memory 43 for implementing a step storing 56 of at least one force value table predetermined rules to be applied to the flight control member 13. The theoretical stress data is then determined according to a position data of the output shaft 11 transmitted by the second position sensor 31 via the output branch 36 connected to the input 44 of the servo control loop 40.
Finally, the force control loop 40 has a output line 42 connected to an input 33 of the loop speed control 30 to enable control of the loop speed control 30.
As depicted in a simplified manner in FIG. 4, the steering method 50 has three servo loops formed by an electric current control loop 20, a speed control loop 30 and a loop enslavement effort 40.
The servocontrol loop in electrical current 20 comprises then in particular the measuring step 51 to measure the current

20 électrique d'alimentation en énergie électrique par le circuit électronique de puissance 4, 4' au moteur électrique 3, 3'.
La boucle d'asservissement en courant électrique 20 comporte aussi l'étape de commande vectorielle 52 telle que précédemment décrite et la première étape de filtration 54 du signal issu de la position angulaire de l'axe de rotation 9, 9' du moteur électrique 3, 3'.
La boucle d'asservissement en vitesse 30 comporte quant à
elle, d'une part, la boucle d'asservissement en courant électrique 20, et d'autre part, l'étape de dérivation 53 pour dériver le signal issu de la position angulaire de l'axe de rotation 9, 9' du moteur électrique 3, 3' et la seconde étape de filtration 55 pour filtrer le signal issu de la position angulaire de l'arbre de sortie 11 du vérin de trim 2 par rapport au châssis fixe 12 de ce vérin de trim 2.
Enfin, la boucle d'asservissement en effort 40 comporte quant à
elle, d'une part, la boucle d'asservissement en vitesse 30, et d'autre part, l'étape de stockage 56 d'au moins une table de valeurs d'efforts prédéterminés à appliquer à l'organe de commande de vol 13.
Naturellement, la présente invention est sujette à de nombreuses variations quant à sa mise en oeuvre. Bien que plusieurs modes de réalisation aient été décrits, on comprend bien qu'il n'est pas concevable d'identifier de manière exhaustive tous les modes possibles. Il est bien sûr envisageable de remplacer un moyen décrit par un moyen équivalent sans sortir du cadre de la présente invention. 20 electrical supply of electrical energy by the circuit power electronics 4, 4 'to the electric motor 3, 3'.
The servocontrol loop in electrical current 20 comprises also the vector control step 52 as previously described and the first filtration step 54 of the signal from the angular position of the axis of rotation 9, 9 'of the electric motor 3, 3'.
The speed control loop 30 comprises as to it, on the one hand, the control loop in electrical current 20, and secondly, the derivation step 53 to derive the signal from the angular position of the axis of rotation 9, 9 'of the electric motor 3, 3 'and the second filtration step 55 to filter the signal from the angular position of the output shaft 11 of the trim cylinder 2 by relative to the fixed frame 12 of this trim cylinder 2.
Finally, the servo-control loop 40 comprises it, on the one hand, the speed control loop 30, and other on the other hand, the storage step 56 of at least one force value table predetermined to be applied to the flight control member 13.
Naturally, the present invention is subject to many variations as to its implementation. Although several embodiments have been described, it is clear that it is not not conceivable to exhaustively identify all the modes possible. It is of course conceivable to replace a means described by equivalent means without departing from the scope of this invention.

Claims

1. Control device (10) of an aircraft (1), said device control unit (10) having at least one "trim cylinder" (2) an active type anchored motor, said trim ram (2) having at least one minus one electric motor (3, 3 '), at least one electronic circuit of power (4, 4 ') for supplying electrical energy to said minus one electric motor (3, 3 ') and means for reducing speed (5) to reduce the rotational speed of an axis of rotation (9, 9 ') of said at least one electric motor (3, 3'), said means for speed reduction (5) for rotating a shaft the output (11) of said trimmer (2) at a rotational speed of output less than an input rotational speed of said axis of rotation (9, 9 ') of said at least one electric motor (3, 3'), characterized in that said control device (10) implements three separate and nested servo loops the others, said three servo loops being formed by an electric current control loop (20), a loop speed control (30) and a control loop in effort (40), and that:
said current control loop (20) comprises:
.cndot. at least one electric current sensor (21, 21 ', 21 ") arranged at the input of said at least one electric motor (3, 3 ') to measure a value of an electric supply current in electrical energy provided by said at least one circuit power electronics (4) and .cndot. at least one first position sensor (22) arranged on said rotation axis (9, 9 ') of said at least one electric motor (3, 3 ') for measuring an angular position of said axis of rotation (9, - 9 ') with respect to a fixed frame (12) of said trimmer (2), said speed control loop (30) comprises:
.cndot. at least one second position sensor (31) arranged on said output shaft (11) of said trim ram (2) for measuring a angular position of said output shaft (11) with respect to said fixed frame (12) of said trimmer (2), .cndot. an output branch (32) connected to an input (23) of said current control loop (20), said effort control loop (40) comprises:
.cndot. at least one force sensor (41) arranged at least a flight control member (13) for measuring an effort outside of said at least one control member of flight (13), .cndot. an output line (42) connected to an input (33) of said speed control loop (30).

2. Device according to claim 1, characterized in that said at least one electric motor (3, 3 ') is of three-phase type and said current control loop electrical circuit (20) comprises three electric current probes (21, 21 ', 21 ") each respectively measuring a value of a current electric power supply provided by said minus an electronic power circuit (4, 4 ').

3. Device according to claim 2, characterized in that said control device (10) comprises at less a calculator (14) for implementing a vector control method of said at least one motor three-phase electric (3, 3 '), such a vector control method to provide two orthogonal components: a first representative component of a setting of a magnetic flux of said at minus one electric motor (3, 3 ') and a second component representative of a setting of a motor torque of said at least one electric motor (3, 3 ').

4. Device according to any one of claims 1 to 3, characterized in that said speed control loop (30) comprises a calculation circuit (34) making it possible to determine, from a first signal representative of said angular position of said output shaft (11) of said trim cylinder (2), a second signal representative of a rotational speed of said output shaft (11).

5. Device according to any one of claims 1 to 4, characterized in that said current control loop electrical device (20) has at least a first filter (25, 25 ') to eliminate parasitic frequencies of a signal representative of said angular position of said axis of rotation (9, 9 ') said at least one electric motor (3, 3 ').

6. Device according to any one of claims 1 to 5, characterized in that said speed control loop (30) has at least one second filter (35, 35 ') for eliminating parasitic frequencies of a signal representative of said position angularly of said output shaft (11) of said trimmer (2).

7. Device according to any one of claims 1 to 6, characterized in that said at least one force sensor (41) is arranged mechanically in series with respect to said at least one member flight control system (13).

8. Device according to any one of claims 1 to 7, characterized in that said effort control loop (40) has a memory (43) for storing at least one table predetermined force values to be applied to said at least one flight control member (13) according to a datum of position transmitted by said at least one second position sensor (31) of said speed control loop (30).

9. Aircraft (1) characterized in that said aircraft (1) comprises a control device (10) according to any one of Claims 1 to 8.

10.
Piloting method (50) of an aircraft (1) comprising at least minus a motorized active type "trimmer cylinder" (2) with an anchorage, trimmer cylinder (2) comprising at least one electric motor (3, 3 '), at least one electronic power circuit (4, 4 ') for powering said at least one electric motor (3, 3 ') and speed reduction means (5) for reducing the rotational speed an axis of rotation (9, 9 ') of said at least one electric motor (3, 3 '), said speed reduction means (5) for driving rotating an output shaft (11) of said trim cylinder (2) to a output rotation speed less than a rotation speed input of said axis of rotation (9, 9 ') of said at least one engine electric (3, 3 '), characterized in that said steering method (50) comprises three separate and nested servo loops others, said three servo loops being formed by a electric current control loop (20), a loop speed control (30) and a control loop in effort (40), and that:
in said electric current control loop (20):
.cndot. at the input of said at least one electric motor (3, 3 '), measurement, via at least one electric current sensor (21, 21 ', 21 "), a value of an electric supply current in electrical energy supplied by said at least one circuit power electronics (4, 4 '), and .cndot. on said axis of rotation (9, 9 ') of said at least one motor electrical (3, 3 '), it is measured via at least one first sensor position (22), an angular position of said axis of rotation (9, 9 ') with respect to a fixed frame (12) of said trimmer (2), in said speed control loop (30):
.cndot. said output shaft (11) is measured via at least one second position sensor (31), an angular position of said output shaft (11) with respect to said fixed frame (12) of said trimmer cylinder (2), and .cndot. an output branch (32) is connected with an input (23) of said current control loop (20), in said effort control loop (40):
.cndot. at least one flight control member (13), measuring, via at least one force sensor (41), an effort outside of said at least one control member of flight (13), and .cndot. an output line (42) is connected with an input (33) of said speed control loop (30).

11. Method according to claim 10, characterized in that said at least one electric motor (3, 3 ') being of three-phase type, said current control loop electrical device (20) comprises a measuring step (51) via three probes of electric current (21, 21 ', 21 "), three values of a current electric power supply provided by said minus an electronic power circuit (4, 4 ').

12. Method according to claim 11, characterized in that implements, via at least one calculator (14), a vector control step (52) of said at least one three-phase electric motor (3, 3 '), such a control step vector (52) to provide two components orthogonal: a first representative component of a setting a magnetic flux of said at least one electric motor (3, 3 ') and a second component representative of a setting of a motor torque said at least one electric motor (3, 3 ').

13. Method according to any one of claims 10 to characterized in that said speed control loop (30) comprises a calculation step (53) making it possible to determine, via a computing circuit (34) using as input a first signal representative of said angular position of said output shaft (11) said trimmer cylinder (2), a second signal representative of a speed rotating said output shaft (11).

14. Method according to any one of claims 10 to characterized in that said current control loop electrical (20) has a first filtration step (54) allowing, via at least a first filter (25, 25 '), to eliminate parasitic frequencies of a signal representative of said position angular of said axis of rotation (9, 9 ') of said at least one engine electric (3, 3 ').

15. Method according to any one of claims 10 to characterized in that said speed control loop (30) comprises a second filtration step (55) allowing, via least a second filter (35, 35 '), to eliminate parasitic frequencies a signal representative of said angular position of said tree of outlet (11) of said trimmer (2).

16.
Method according to any one of claims 10 to characterized in that said effort control loop (40) includes a storage step (56) for storing at minus a table of predetermined force values to be applied to the audit at least one flight control member (13) according to a position data transmitted by said at least one second sensor position (31) of said speed control loop (30).