FR2769285A1

FR2769285A1 - Dispositif de commande d'un systeme anticouple mixte d'un helicoptere

Info

Publication number: FR2769285A1
Application number: FR9712454A
Authority: FR
Inventors: Andre Michel Louis Dequin; Valery Lionel Delisle
Original assignee: Eurocopter France SA
Current assignee: Airbus Helicopters SAS
Priority date: 1997-10-07
Filing date: 1997-10-07
Publication date: 1999-04-09
Anticipated expiration: 2017-10-07
Also published as: US6290171B1; FR2769285B1

Abstract

- La présente invention concerne un dispositif (1A) pour commander un système anticouple mixte d'un hélicoptère (He), qui comprend un rotor anticouple (R2), et au moins une surface aérodynamique de direction (D). - Selon l'invention, ledit dispositif comporte des moyens (1A) pour commander en priorité la surface aérodynamique (D) de sorte qu'elle engendre une portance qui est représentative d'au moins une partie d'un premier ordre de commande, susceptible d'être exécutée par ladite surface (D), et pour commander le rotor anticouple (R2) de sorte que l'action combinée de la surface (D) et du rotor (R2) est représentative d'un ordre de commande en lacet de l'hélicoptère (He).

Description

La présente invention concerne un dispositif de commande d'un système anticouple mixte d'un hélicoptère, ledit système anticouple mixte comprenant un rotor anticouple associé à au moins une surface aérodynamique braquable de direction, telle qu'un volet de dérive ou une dérive entièrement braquable. Elle concerne également un hélicoptère muni d'un tel dispositif de commande.

On sait que, dans un hélicoptère pourvu d'un unique rotor principal assurant la sustentation et la propulsion, le fuselage a tendance, en réaction au couple exercé par ledit rotor principal, à tourner dans le sens opposé au sens de rotation de ce dernier. On sait de plus que, pour combattre le couple de réaction auquel est soumis le fuselage, il est usuel de prévoir un rotor auxiliaire anticouple, susceptible d'engendrer une poussée transversale et entraîné en rotation à partir de la source motrice du rotor principal. Ainsi, le rotor auxiliaire anticouple prélève une partie de la puissance de cette source motrice.

Il en résulte donc que, pour les performances de l'helicop- tère, il est avantageux que le rotor auxiliaire anticouple soit aidé dans sa fonction de stabilisation latérale anticouple du fuselage.

Comme cela est par exemple indiqué dans le brevet US-A-2 818 224, on peut, à cet effet, délester ledit rotor anticouple, en vol de translation, à l'aide d'une poussée aérodynamique s'exerçant sur une dérive prévue à l'arrière dudit hélicop tère. Une telle poussée est habituellement obtenue en choisissant pour la dérive un profil cambré et en calant celle-ci avec un certain angle par rapport au plan de symétrie du fuselage. Cependant, pour une définition de dérive fixée, la poussée ainsi obtenue lorsque l'hélicoptère vole à dérapage nul ne dépend que de la pression dynamique de l'air sur la dérive et n'est donc pas modulable. L'effort anticouple à exercer variant de façon différente en fonction de la vitesse, ainsi qu'en fonction d'autres paramètres de vol, il en résulte que le délestage optimum du rotor anticouple n'est en pratique possible que dans un seul cas de vol.

Pour éviter les inconvénients et limitations apparaissant dans l'utilisation d'une telle dérive fixe de délestage, on peut mettre en oeuvre un volet de dérive, réglable en orientation.

En ce qui concerne le principe de commande d'un tel volet de dérive, il existe divers concepts de loi de pilotage dits déterministes, c'est-à-dire qui engendrent un braquage du volet de dérive en fonction de paramètres de cas de vol connus, et adapté à l'objectif souhaité (d'après un modèle de connaissance). Ce type de commande, bien qu'intéressant dans le principe, est par nature peu robuste aux modifications aérodynamiques externes (emports externes par exemple) et nécessite une mise au point en vol si le modèle de connaissance s'avère peu précis.

On notera en outre qu'un autre inconvénient d'un rotor anticouple réside dans sa traînée induite, qui peut atteindre la moitié de la poussée pour les vitesses élevées, ainsi que dans le bruit induit susceptible d'être très gênant.

La présente invention a pour objet de remédier à ces inconvénients. Elle concerne un dispositif de commande d'un système anticouple mixte d'un hélicoptère, qui permet de réduire la poussée du rotor anticouple (et donc d'augmenter les performances de l'hélicoptère et/ou réduire le coût du vol), ainsi que la traînée et le bruit induits, et qui de plus permet de conserver une autorité de la commande en lacet de l'hélicoptère en tout point du domaine de vol.

A cet effet, selon l'invention, ledit dispositif pour commander un système anticouple mixte qui est destiné à contrecarrer le couple induit par un rotor principal d'avance et de sustentation d'un hélicoptère et qui comprend - un rotor auxiliaire anticouple, commandable et exerçant
une poussée latérale anticouple ; et - au moins une surface aérodynamique de direction, comman
dable et engendrant une portance transversale anticouple, est remarquable en ce qu'il comporte des moyens de commande - pour commander en priorité ladite surface aérodynamique de
sorte qu'elle engendre une portance qui est représentative
d'au moins une partie d'un premier ordre de commande,
partie qui est susceptible d'être exécutée par ladite
surface aérodynamique ; et - pour commander ledit rotor auxiliaire de sorte que l'ac
tion combinée de ladite surface aérodynamique et dudit
rotor auxiliaire est représentative d'un ordre de commande
en lacet de l'hélicoptère.

Ainsi, grâce à la commande prioritaire de ladite surface aérodynamique, de préférence un volet de dérive ou une dérive entièrement braquable, le dispositif conforme à l'invention permet d'annuler ou tout au moins de minimiser la poussée du rotor auxiliaire, tout en exécutant la commande en lacet exigée, ce qui permet de réduire la traînée et le bruit induits et d'augmenter les performances de 1 'hélicoptère.

De plus, l'invention permet de conserver, voire améliorer, l'autorité de la commande en lacet de l'hélicoptère, en tout point du domaine de vol.

Par ailleurs, ledit premier ordre de commande correspond selon l'invention - soit également audit ordre de commande en lacet de l'héli
coptère, ce qui a pour conséquence, lorsque ladite surface
aérodynamique est en mesure d'exécuter la totalité dudit
premier ordre de commande, qu'à l'équilibre toute l'action
anticouple est réalisée par ladite surface aérodynamique
et que ledit rotor auxiliaire exerce alors une poussée
nulle - soit à un ordre qui est déterminé à partir de la diffé
rence entre ledit ordre de commande en lacet et un ordre
de consigne représentatif d'une commande de consigne dudit
rotor auxiliaire, de sorte qu'à l'équilibre ledit rotor
auxiliaire exerce une poussée représentative de ladite
commande de consigne. Bien entendu, si ladite commande de
consigne correspond à la commande engendrant une poussée
nulle, on se retrouve dans le cas précédent (le rotor
auxiliaire n'exerce aucune poussée et l'intégralité de
l'action anticouple est réalisée par la surface aérodyna
mique).

En outre, selon l'invention, ledit ordre de commande en lacet peut - soit être représentatif de l'action exercée par un pilote
de l'hélicoptère sur un palonnier, ce qui permet d'agencer
le dispositif conforme à l'invention sur un hélicoptère
usuel à système de commande de vol mécanique - soit être déterminé par une unité de calcul, à partir des
actions exercées respectivement sur un manche collectif et
sur un palonnier par au moins un pilote de l'hélicoptère.

Ladite unité de calcul peut notamment correspondre à un
système de commande de vol électrique.

Dans un premier mode de réalisation avantageux de l'invention, à réalisation essentiellement mécanique, et appliqué à un hélicoptère comportant au moins un palonnier pour commander en lacet l'hélicoptère et une timonerie reliée audit palonnier et à un organe d'actionnement du rotor auxiliaire, de façon avantageuse, lesdits moyens de commande comportent un renvoi mécanique à double branche, intégré dans ladite timonerie et destiné à répartir le mouvement de la timonerie entre lesdites branches en vue de sa transmission, dont une première desdites branches est liée mécaniquement à un organe d'actionnement de la surface aérodynamique et dont la seconde branche est liée mécaniquement à l'organe d'actionnement du rotor auxiliaire, la liaison mécanique entre ladite seconde branche et ledit organe d'actionnement du rotor auxiliaire étant contrainte élastiquement.

Dans ce cas, de façon avantageuse, ladite contrainte élastique présente un point neutre qui est réglable.

On notera qu'il peut apparaître alors une perte de sensibilité de la commande aux basses vitesses, avec l'apparition d'une plage de commande morte.

Pour remédier à ce problème, la présente invention présente plusieurs solutions différentes.

Dans une première solution, on prévoit des butées réglables limitant le mouvement de la liaison mécanique entre la première branche du renvoi mécanique et l'organe d'actionnement de la surface aérodynamique.

De préférence, on prévoit de plus des moyens pour régler lesdites butées en fonction de la vitesse de l'hélicoptère de manière à fortement limiter ou même à complètement bloquer le braquage de la surface aérodynamique à faible vitesse de sorte que seul le rotor auxiliaire est alors commandé.

Dans une seconde solution, on prévoit un amortisseur relié à la liaison mécanique entre la première branche du renvoi mécanique et l'organe d'actionnement de la surface aérodynamique.

Par ailleurs, dans un second mode de réalisation avantageux de l'invention, à réalisation de base électrique, lesdits moyens de commande comportent une unité de calcul qui détermine, d'une part, un deuxième ordre de commande transmis à un organe d'actionnement de la surface aérodynamique pour commander cette dernière et, d'autre part, un troisième ordre de commande transmis à un organe d'actionnement du rotor auxiliaire pour commander ce dernier.

Ce second mode de réalisation est particulièrement robuste par rapport aux variations de configuration aérodynamique externe de l'hélicoptère et de plus ne nécessite qu'une mise au point réduite en vol.

En outre, de façon avantageuse, ladite unité de calcul réalise - une conversion entre lesdits ordres de commande respecti
vement de ladite surface aérodynamique et dudit rotor
auxiliaire, à l'aide d'un gain de conversion en efficacité
en moment de lacet ; et/ou - un filtrage passe-bas dudit deuxième ordre de commande.

Par ailleurs, de façon avantageuse, le dispositif conforme à l'invention comporte des moyens pour mesurer l'angle de braquage de la surface aérodynamique, l'angle ainsi mesuré étant transmis à ladite unité de calcul pour déterminer ledit troisième ordre de commande.

Les figures du dessin annexé feront bien comprendre comment l'invention peut être réalisée. Sur ces figures, des références identiques désignent des éléments semblables.

La figure 1 montre schématiquement un dispositif de commande conforme à l'invention, dans un premier mode de réalisation.

La figure 2 est une illustration graphique de la commande d'un volet de dérive et d'un rotor anticouple en fonction de l'actionnement d'un palonnier, représentative dudit premier mode de réalisation.

La figure 3 montre schématiquement un premier perfectionnement du dispositif de la figure 1.

La figure 4 montre schématiquement un second perfectionnement du dispositif de la figure 1.

La figure 5 illustre schématiquement un dispositif de commande conforme à l'invention, dans un second mode de réalisation.

La figure 6 est le schéma synoptique d'une unité de calcul du dispositif de la figure 5.

Le dispositif de commande conforme à l'invention et représenté schématiquement sur les figures 1 et 5, respectivement dans deux modes de réalisation différents 1A et 1B, est appliqué à un hélicoptère He muni d'un unique rotor principal R1 d'avance et de sustentation.

Ledit dispositif de commande 1A ou 1B est destiné à commander un système anticouple mixte dudit hélicoptère He, qui a pour objet de contrecarrer le couple induit par ledit rotor principal R1 et qui comprend - un rotor auxiliaire anticouple R2, commandable et exerçant
une poussée latérale anticouple non représentée ; et - au moins une surface aérodynamique de direction, illustrée
sous forme d'un volet de dérive D, commandable en
orientation et engendrant une portance transversale
anticouple également non représentée.

Ledit dispositif de commande 1A, 1B a notamment pour objet de réduire la poussée dudit rotor auxiliaire R2 de manière à augmenter les performances de l'hélicoptère He, puisque ledit rotor auxiliaire R2 est entraîné en rotation par le groupe moteur M entraînant ledit rotor principal R1.

La présente invention présente encore de nombreux autres avantages précisés ci-dessous.

Dans le mode de réalisation illustré sur la figure 1, l'invention est appliquée à un hélicoptère He représenté schématiquement à échelle réduite pour des raisons de clarté du dessin et comportant une timonerie 2 commandée par l'actionnement d'un palonnier 3 par un pilote non représenté dudit hélicoptère He, comme indiqué par une flèche 4.

De façon connue, ladite timonerie 2 est reliée à au moins un organe d'actionnement non représenté des pales du rotor R2, pour lui transmettre l'ordre de commande en lacet de l'héli- coptère He, engendré par l'actionnement dudit palonnier 3.

Pour obtenir les caractéristiques et les avantages recherchés, ledit dispositif 1A comporte des moyens de commande qui comprennent notamment un renvoi mécanique 5 précisé ci-dessous et qui sont formés de manière - à commander en priorité ledit volet de dérive D de sorte
qu'il engendre une portance qui est représentative d'au
moins une partie de l'ordre de commande en lacet engendré
par l'actionnement du palonnier 3, partie d'ordre qui est
susceptible d'être exécutée par ledit volet de dérive D
et - à commander ledit rotor auxiliaire R2 de sorte que l'ac
tion combinée dudit volet de dérive D et dudit rotor
auxiliaire R2 est représentative dudit ordre de commande
en lacet.

Ainsi, la commande prioritaire du volet de dérive D, et ceci dans toutes les phases de vol d'avancement, comme on le verra ci-dessous, assure que la contribution du rotor R2 à l'anticouple est minimale. Elle est même nulle lorsque le volet de dérive D est susceptible d'exécuter l'intégralité de l'ordre de commande correspondant.

Ceci permet donc de soulager le rotor R2, d'augmenter les performances de l'hélicoptère He et de réduire la traînée et le bruit induits par la poussée dudit rotor R2.

Comme on peut le voir sur la figure 1, le renvoi mécanique 5 qui comporte deux branches 5A et 5B est articulé en son centre 5C à une branche 6A d'un autre renvoi mécanique 6, dont l'autre branche 6B est articulée à la timonerie 2, et qui est relié en son centre 6C à la structure S de l'héli- coptère He.

La branche 5A est reliée à une biellette 7 susceptible de commander un organe d'actionnement non représenté du volet de dérive D, comme illustré par une flèche 9A.

Quant à la branche 5B du renvoi mécanique 5, elle est reliée à une biellette 8 susceptible de commander un organe d'actionnement non représenté des pales du rotor R2, comme illustré par une flèche 9B.

En outre, la biellette 8 est liée à un ressort 10, dont le point neutre peut être réglé comme illustré par une double flèche A et correspond de préférence au pas de poussée nulle du rotor R2.

De plus, la longueur des branches 5A et 5B du renvoi mécanique 5 peut être modifiée et permet d'ajuster les sensibilités respectives du rotor R2 et du volet de dérive D.

On suppose qu'aucun effort ne remonte du volet de dérive D ou du rotor R2 (par l'emploi de servo-commandes par exemple). La répartition de la commande du palonnier 3 entre le volet de dérive D et le rotor R2 se fait donc en fonction de l'équilibre en moment du renvoi mécanique 5, tel qu'illustré sur la figure 2.

Sur cette figure 2, on a tracé l'un au-dessous de l'autre, en correspondance, deux systèmes d'axes d'abscisses et d'ordonnées. Le premier de ces systèmes porte, en ordonnées, l'ordre de commande s du rotor R2 et, en abscisses, la position P du palonnier 3 entre ses positions extrêmes PO et
P1. Le second système d'axes porte, en ordonnées, l'angle de braquage 6 du volet de dérive D et, en abscisses, également la position P du palonnier 3.

Les valeurs Ol et 02 et 61 et 62 correspondent aux valeurs de butée respectivement du rotor R2 et du volet de dérive D.

Lorsque le volet de dérive D n'est pas en butée, c'est-àdire lorsque le palonnier 3 se trouve entre des positions P2 et P3, le déplacement de la timonerie 2 provoque uniquement un déplacement de la biellette 7, via les renvois 5 et 6, et donc une modification de l'angle de braquage 6, puisque le ressort 10 maintient alors la biellette 8 à son point neutre.

En revanche, lorsque ledit volet de dérive D arrive sur l'une de ses butées, l'angle de braquage 6 valant alors 61 ou 62, la biellette 7 est immobilisée et les sollicitations supplémentaires du palonnier 3 sont transmises à la biellette 8, comme on peut le voir pour les domaines PO-P2 et P3-P1 de la position P du palonnier 3.

Ce dispositif 1A très simple permet donc d'atteindre l'objectif recherché en donnant la priorité au volet de dérive
D.

On notera de plus que - à grande vitesse, le volet de dérive D présente toute
l'efficacité nécessaire. Il assure tout le pilotage, le
rotor R2 restant à poussée nulle, ce qui permet d'augmen
ter la performance de l'hélicoptère He ; et - à faible vitesse, avec puissance, l'anticouple nécessaire
ne pouvant pas être assuré par le volet de dérive D à
cause de son efficacité trop faible dans ces conditions,
le volet de dérive D va rester en butée et tout le pilo
tage sera assuré par le rotor R2.

Ledit dispositif 1A présente ainsi, en outre, notamment les avantages suivants - une réduction importante du bruit - une autorité de commande en lacet en tout point du domaine
de vol - une bonne stabilité statique latérale - une bonne restitution des marges de commande, puisque la
position du palonnier 3 est bien représentative de la
marge de commande disponible et même, pour les positions
extrêmes, de la marge disponible sur le rotor auxiliaire
anticouple R2 - une commande en lacet susceptible d'être réalisée par le
volet de dérive D, lors d'une panne du rotor R2. Le
dispositif 1A permet en effet, lors d'une telle panne, et
tant que l'hélicoptère He garde une vitesse suffisante, un
retour vers une zone favorable et un atterrissage roulé
(glissé) dans de bonnes conditions.

Toutefois, pour le mode de réalisation représenté sur la figure 1, il apparaît en vol à faible vitesse, sans puissance, une plage de commande morte entre les positions P2 et
P3 précitées. En effet, l'efficacité du volet de dérive D est alors très faible et l'essentiel de l'action anticouple est réalisé par le rotor R2. Or, lors de l'actionnement du palonnier 3 d'une position entre PO et P2 vers une position entre P3 et P1, ou inversement, le volet de dérive D est déplacé d'une de ses butées à l'autre entre P2 et P3, sans qu'une action anticouple significative ne soit engendrée.

Une première solution pour remédier à ce problème de plage de commande morte est de déplacer le point neutre (qui est réglable) du ressort 10 vers l'une des extrémités.

Une deuxième solution particulièrement avantageuse et représentée sur la figure 3 est de prévoir des butées 12, 13, réglables (comme illustré par une double flèche B) du volet de dérive D et associées par exemple à la biellette 7.

Le dispositif 1A comporte alors de plus un moyen 14 pour régler lesdites butées 12 et 13, comme illustré par une flèche 15, notamment en fonction de la vitesse de l'helicop- tère He.

Selon l'invention, on rapproche les butées 12 et 13 l'une de l'autre lorsque la vitesse de l'hélicoptère He baisse, de manière à réduire à faible vitesse la différence entre les angles 61 et 62 et donc à réduire la plage morte précitée.

I1 est bien entendu envisageable de complètement bloquer la biellette 7 à très faible vitesse de sorte que l'actionnement du palonnier 3 est alors complètement et exclusivement transmis au rotor R2.

Une troisième solution pour remédier au problème de la plage de commande morte, en vol stationnaire, est représentée sur la figure 4. Elle consiste à monter un amortisseur 16 en parallèle sur la commande du volet de dérive D.

Par conséquent, dans ce mode de réalisation, à un actionnement de palonnier 3 est associée une résistance dans les deux branches 5B et 5A du renvoi 5 : l'une engendrée par le ressort 10 et l'autre par l'amortisseur 16.

En choisissant des caractéristiques techniques appropriées dudit ressort 10 et dudit amortisseur 16, le dispositif 1A permet que la commande soit transmise d'abord au rotor R2 et qu'il existe ensuite un transfert lent de la commande du rotor R2 vers le volet de dérive D. On obtient ainsi un système filtrant qui permet de réaliser le pilotage (frequen- ces élevées) par le rotor R2 et l'équilibre (fréquences basses) en donnant la priorité au volet de dérive D.

Par ailleurs, comme on peut le voir sur la figure 5, le second mode de réalisation 1B de l'invention comporte des moyens de commande qui comprennent notamment une unité de calcul 18 qui détermine - un ordre de commande 8c transmis à un organe d'actionne
ment non représenté du volet de dérive D, pour commander
ce dernier, comme indiqué par la flèche 9A ; et - un ordre de commande Oc transmis à un organe d'actionne
ment non représenté du rotor R2, pour commander ce der
nier, comme indiqué par la flèche 9B, de sorte que l'ac
tion combinée dudit volet de dérive D et dudit rotor R2
est représentative de l'ordre de commande en lacet de
l'hélicoptère He.

Bien entendu, ledit ordre de commande en lacet peut être obtenu directement par l'actionnement du palonnier 3 de l'hélicoptère He, comme dans le premier mode de réalisation décrit précédemment.

Toutefois, ce second mode de réalisation lB de l'invention s'applique particulièrement bien à un hélicoptère He comportant une unité de calcul 19, par exemple d'un système de commande de vol électrique, qui détermine l'ordre de commande en lacet à partir d'informations reçues par l'intermédiaire de liaisons 20 et 21 et représentatives de l'actionnement respectivement du palonnier 3 et d'un manche collectif 22 de l'hélicoptère He et qui transmet cet ordre de commande en lacet par l'intermédiaire d'une liaison 23 à l'unité de calcul 18.

Bien entendu, l'unité de calcul 18 représentée de façon indépendante sur la figure 5 peut également être intégrée dans l'unité de calcul 19.

Ladite unité de calcul 18 comporte, tel que représenté sur la figure 6 - une première chaîne de calcul 18A pour déterminer l'ordre
de commande 8c ; et - une seconde chaîne de calcul 18B pour déterminer l'ordre
de commande ec.

Ladite première chaîne de calcul 18A comprend successivement - un moyen de calcul 24 pour déterminer un ordre de consi
gne, par exemple à partir de valeurs caractéristiques de
l'hélicoptère He, telles que sa vitesse ou son altitude.

Ledit ordre de consigne est, par définition, représentatif
d'une commande de consigne du rotor R2 - un sommateur 25 qui fait la somme dudit ordre de consigne
et de l'ordre de commande en lacet reçu par la liaison
23 - un moyen de calcul 26 pour convertir ladite somme qui
correspond à un ordre de commande du rotor R2, en un ordre
équivalent de commande du volet de dérive D. Cette conver
sion est réalisée en multipliant ladite somme par un gain
de conversion en efficacité en moment de lacet, de type
connu - un filtre passe-bas 27 qui filtre l'ordre ainsi calculé,
puisque le volet de dérive D ne réalise qu'une fonction
statique ; et - un moyen de calcul 28 pour limiter l'ordre à la valeur 8c
susceptible d'être exécutée par ledit volet de dérive D et
transmise à ce dernier.

Quant à la chaîne de calcul 18B, elle comprend - un moyen de calcul 29 pour convertir une valeur mesurée et
précisée ci-dessous de l'angle de braquage du volet de
dérive D en un ordre de commande correctif du rotor R2.

Cette conversion est réalisée en divisant ladite valeur
mesurée par le gain précité de conversion en efficacité en
moment de lacet ; et - un soustracteur 30 qui soustrait ledit ordre de commande
correctif de l'ordre de commande en lacet de manière à
obtenir l'ordre Oc transmis au rotor R2.

Le dispositif lB conforme à l'invention comporte en outre un moyen de mesure 31 relié par une liaison 32 au moyen de calcul 29, pour mesurer l'angle de braquage du volet de dérive D. Ce moyen de mesure 31 peut permettre de plus de détecter une panne d'un actionneur du volet de dérive D, ce qui accroît la sécurité.

Dans une variante de l'invention, on peut se passer dudit moyen de mesure 31 et déterminer différemment la valeur de l'angle de braquage, par exemple en supposant que la position effective du volet de dérive D correspond à la position commandée.

Ce dispositif 1B assure donc également à l'équilibre la répartition de commande recherchée entre le volet de dérive
D et le rotor R2.

Bien entendu, dans un mode de réalisation particulier, l'ordre de consigne peut correspondre à l'ordre engendrant une poussée nulle du rotor R2 de manière à obtenir alors une situation similaire, en ce qui concerne les objectifs, à celle du mode de réalisation 1A.

On notera en outre que la loi de commande mise en oeuvre par l'unité de calcul 18 est robuste aux variations de configuration aérodynamique externe et de ce fait ne nécessite que peu de mise au point en vol. Ceci est valable pour chacun des modes de réalisation 1A et 1B.

Ledit dispositif 1B présente, de plus, les avantages suivants - il est transparent pour la commande en amont, c'est-à-dire
que l'action du volet de dérive D ne modifie pas les
sensations en amont de la chaîne de commande. L'efficacité
globale reste identique au cas où le volet de dérive D
n'est pas actif. Par conséquent, ledit dispositif lB ne
nécessite pas de modifications ou réglages des lois de
pilotage situées en amont - l'action du volet de dérive D n'engendre pas de perturba
tion dans la chaîne de commande ; et - la commande ainsi réalisée est valable également par
principe dans le cas de l'autorotation. L'action anticou
ple de la dérive, qui est inutile et défavorable dans ce
cas, est en effet annulée à l'équilibre.

Claims

de commande en lacet de l'hélicoptère (He).

dudit rotor auxiliaire (R2) est représentative d'un ordre

l'action combinée de ladite surface aérodynamique (D) et

ladite surface aérodynamique (D) ; et - pour commander ledit rotor auxiliaire (R2) de sorte que

commande, partie qui est susceptible d'être exécutée par

sentative d'au moins une partie d'un premier ordre de

(D) de sorte qu'elle engendre une portance qui est repré

anticouple, caractérisé en ce qu'il comporte des moyens de commande (1A, 1B) - pour commander en priorité ladite surface aérodynamique

commandable et engendrant une portance transversale

exerçant une poussée latérale anticouple ; et - au moins une surface aérodynamique de direction (D),

REVENDICATIONS 1. Dispositif pour commander un système anticouple mixte d'un hélicoptère (He), ledit système anticouple mixte étant destiné à contrecarrer le couple induit par un rotor principal (R1) d'avance et de sustentation de l'hélicoptère (He) et comprenant - un rotor auxiliaire anticouple (R2), commandable et
2. Dispositif selon la revendication 1, caractérisé en ce que ledit premier ordre de commande correspond à l'ordre de commande en lacet de l'hélicoptère (He).
3. Dispositif selon la revendication 1, caractérisé en ce que ledit premier ordre de commande est déterminé à partir de la différence entre ledit ordre de commande en lacet et un ordre de consigne représentatif d'une commande de consigne dudit rotor auxiliaire (R2).
4. Dispositif selon l'une quelconque des revendications 1 à 3, ledit hélicoptère (He) comportant au moins un palonnier (3) pour commander l'hélicoptère en lacet, caractérisé en ce que ledit ordre de commande en lacet est représentatif de l'action exercée par un pilote de l'hélicoptère (He) sur ledit palonnier (3).
5. Dispositif selon l'une quelconque des revendications 1 à 3, ledit hélicoptère (He) comportant au moins un palonnier (3) et un manche collectif (22), caractérisé en ce que ledit ordre de commande en lacet est déterminé par une unité de calcul (19), à partir des actions exercées respectivement sur ledit manche collectif (22) et sur ledit palonnier (3) par au moins un pilote de l'hélicoptère (He).
6. Dispositif selon l'une quelconque des revendications 1 à 4, ledit hélicoptère (He) comportant au moins un palonnier (3) pour commander en lacet l'hélicoptère (He) et une timonerie (2) reliée audit palonnier (3) et à un organe d'actionnement du rotor auxiliaire (R2), caractérisé en ce que lesdits moyens de commande (1A) comportent un renvoi mécanique (5) à double branche (5A, 5B), intégré dans ladite timonerie (2) et destiné à répartir le mouvement de la timonerie (2) entre lesdites branches (5A, 5B) en vue de sa transmission, dont une première (5A) desdites branches est liée mécaniquement à un organe d'actionnement de la surface aérodynamique (D) et dont la seconde branche (5B) est liée mécaniquement à l'organe d'actionnement du rotor auxiliaire (R2), la liaison mécanique (8) entre ladite seconde branche (5B) et ledit organe d'actionnement du rotor auxiliaire (R2) étant contrainte élastiquement.
7. Dispositif selon la revendication 6, caractérisé en ce que ladite contrainte élastique (10) présente un point neutre qui est réglable.
8. Dispositif selon l'une des revendications 6 ou 7, caractérisé en ce qu'il comporte des butées réglables (12, 13) limitant le mouvement de la liaison mécanique (7) entre la première branche (5A) du renvoi mécanique (5) et l'organe d'actionnement de la surface aérodynamique (D).
9. Dispositif selon la revendication 8, caractérisé en ce qu'il comporte des moyens (14) pour régler lesdites butées (12, 13) en fonction de la vitesse de l'hélicoptère (He).
10. Dispositif selon l'une quelconque des revendications 6 à 9, caractérisé en ce qu'il comporte un amortisseur (16) relié à la liaison mécanique (7) entre la première branche (5A) du renvoi mécanique (5) et l'organe d'actionnement de la surface aérodynamique (D).
11. Dispositif selon l'une quelconque des revendications 1 à 5, caractérisé en ce que lesdits moyens de commande (1B) comportent une unité de calcul (18) qui détermine, d'une part, un deuxième ordre de commande transmis à un organe d'actionnement de la surface aérodynamique (D) pour commander cette dernière et, d'autre part, un troisième ordre de commande transmis à un organe d'actionnement du rotor auxiliaire (R2) pour commander ce dernier.
12. Dispositif selon la revendication 11, caractérisé en ce que ladite unité de calcul (18) réalise une conversion entre lesdits ordres de commande respectivement de ladite surface aérodynamique (D) et dudit rotor auxiliaire (R2), à l'aide d'un gain de conversion en efficacité en moment de lacet.
13. Dispositif selon l'une des revendications 11 ou 12, caractérisé en ce que ladite unité de calcul (18) réalise un filtrage passe-bas dudit deuxième ordre de commande.
14. Dispositif selon l'une quelconque des revendications 11 à 13, caractérisé en ce qu'il comporte des moyens (31) pour mesurer l'angle de braquage de la surface aérodynamique (D), l'angle ainsi mesuré étant transmis à ladite unité de calcul (18) pour déterminer ledit troisième ordre de commande.
15. Dispositif selon la revendication 3, caractérisé en ce qu'il comporte un moyen de calcul (24) pour calculer ledit ordre de consigne.
16. Hélicoptère, caractérisé en ce qu'il comporte le dispositif (1A, 1B) spécifié sous l'une quelconque des revendications 1 à 15.