FR2824924A1 - Dispositif de pilotage pour aeronef a decollage vertical - Google Patents

Abstract

L'invention a pour objet un dispositif de pilotage pour aéronef à décollage vertical dont les moyens de sustentation, deux hélices contrarotatives (3 et 4) par exemple, sont liés à la structure (1) et qui commande l'orientation de ladite structure par rapport à une référence de verticale interne à l'aide de gouvernes. Une configuration de croisement des gouvernes permet à ce dispositif de commander un aéronef qui n'utilise qu'une seule hélice et de s'affranchir de l'effet gyroscopique de ladite hélice. L'invention s'applique à toute taille d'aéronef à décollage vertical, piloté ou non piloté.

Description

0 et/ou de cette vidange dans ledit dispositif de nanofiltration.

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DISPOSITIF DE PILOTAGE POUR AERONEF A DECOLLAGE VERTICAL

La présente invention concerne un dispositif de pilotage pour aéronef à décollage vertical du type à éléments de sustentation interne. Elle s 'applique principalement aux aéronefs comportant une structure extérieure de forme sensiblement annulaire et une ou plusieurs hélices, centrées dans cette structure et entrainées par une motorisation, la ou lesdites hélices

assurant la sustentation verticale.

De tels aéronefs sont naturellement instables et donc

difficiles à piloter.

La demande de brevet français n 99 14229 décrit un dispositif de pilotage applicable uniguement aux hélicoptères à rotor contrarotatifs et à pilotage pendulaire qui les rend intrinsèquement stables en agissant sur l' orientation de la tête de rotor par rapport à la structure du fuselage et à la verticale locale, ladite tête de rotor étant reliée audit

fuselage par une articulation à deux degrés de liberté.

Cette dernière méthode n'est pas applicable aux aéronefs à décollage vertical dont le moyen de sustentation est rigidement

lié à la structure.

La présente invention propose d'orienter directement la structure de l'aéronef par rapport à la verticale pour le rendre intrinsèquement stable et pour définir la vitesse horizontale à laquelle il doit évoluer, ceci en agissant sur des gouvernes qui peuvent 8tre aérodynamiques ou utiliser tout

autre procédé.

Par ailleurs, le dispositif selon l' invention apporte un avantage décisif pour les aéronefs ne comportant qu'une seule hélice ou turbine et qui présentent donc un effet gyroscopique très important. Cet effet gyroscopique rend l'aéronef encore plus instable. Le dispositif selon l' invention permet de

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s'affranchir de l'effet gyroscopique en en annulant tous les effets. L' invention s' applique aussi bien aux aéronefs pilotés qu'aux aéronefs sans pilotes, autonomes ou téléopérés par une station

de contrôle et ceci quelle qu'en soit la taille.

L' invention concerne donc un dispositif de pilotage pour aéronef du type comportant: - une structure extérieure sensiblement de révolution autour

d'un axe Oz.

- une motorisation, - au moins une hélice, - des moyens d' orientation de la dite structure constituée par exemple par au moins deux gouvernes aérodynamiques et de préférence quatre, au moins une de ces gouvernes agissant en roulis, et au moins une autre gouverne agissant en tangage. des capteurs inertiels constituant une référence de verticale OZ et fournissant des angles et de tangage et de roulis, des vitesses angulaires 0' et ', éventuellement un angle de lacet entre une référence d' orientation Ox de la structure et une référence géographique, ainsi qu'une vitesse angulaire de lacet ', caractérisé en ce que l' orientation de la structure est commandée de facon à ce que son axe Oz forme, avec la référence

de verticale OZ, un angle d' orientation prédéterminé.

Des modes de réalisation de l' invention seront décrits ci-

après, à titre dexemples non limitatifs, avec référence aux dessins annexes dans lesquels: La figure 1 est une vue en coupe typique d'un aeronef selon l'invention dans une version sans pilote et équipee de deux helices, La figure 2 est une vue en coupe typique d'une variante à une seule hélice de l'aéronef de la figure 1,

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La figure 3 est une vue en coupe typique d'une variante de forme sensiblement sphérique de l'aéronef de la figure 2, S La figure 4 est un schéma illustrant le principe de l' orientation de la structure de l'aoronef de la figure 3 par rapport à la verticale, La figure 5 est un schéma représentant les différents angles de la structure de l'aéronef par rapport aux repères géographiques, La figure 6 est un schéma de principe des moyens de commande d' orientation de la structure adapté à l'aéronef de la 1S figure 1, La figure 7 est un schéma de principe des moyens de commande d' orientation de la structure adapté aux aéronefs des figures 2 et 3, et La figure 8 est une variante du schéma de principe des moyens de commande d' orientation de la structure adapté aux

aéronefs des figures 2 et 3.

La figure 1 montre le principe des aéronefs auxquels s 'applique l' invention. Ils comprennent généralement: - une structure extérieure 1 de forme sensiblement annulaire, ayant un axe Oz 2, - une première hélice ou turbine 3, - une seconde hélice ou turbine 4, tournant de préférence en sens inverse de la première, - au moins un moteur 5 entraînant les hélices directement ou éventuellement par l'intermédiaire d'un adaptateur de vitesse, - des moyens de contrôle d' orientation 6,

- des pieds 32.

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La partie interne de la structure annulaire 1 est généralement réalisée sous forme de deux surfaces de révolution 7 et 8 dont la forme est étudiee pour optimiser l'écoulement de l'air cree par les helices, la surface 7 canalisant l'air à l' entree et la surface 8 canalisant l'air à la sortie. La surface extérieure de ladite structure extérieure peut avoir une forme quelconque, de préférence de révolution, cylindrique,

elliptique ou sphérique par exemple.

Les helices 3 et 4 peuvent avoir un nombre quelconque de pales.

L' inversion de sens de rotation entre les helices est faite par un inverseur 9 dont le mode de réalisation peut être

quelconque.

Le moteur 5 peut être du type électrique, thermique ou utiliser

tout autre principe sans sortir du cadre de l' invention.

Les moyens d' orientation comportent: - des moyens de calculs, - des capteurs, - éventuellement des éléments de transmissions,

- des moyens d'action sur l' orientation.

Les moyens de calculs, les capteurs et les éléments de transmission peuvent être placés dans des boîtiers 10 répartis dans la structure 1, Les moyens d' action sur l' orientation sont, par exemple, des gouvernes aerodynamiques. De très nombreux arrangements sont possibles pour ces gouvernes dont le nombre peut varier. Sur la figure 1, ces gouvernes sont au nombre de quatre, 11, 12, 13, 14, et placees en croix sous les helices, la gouverne 14 n'étant pas représentee. Ces gouvernes sont articulees autour de quatre axes respectivement 24, 25, 26 et 27. Elles sont commandees par des vérins en utilisant de préférence un vérin par gouverne, respectivement 15, 16, 17 et 18, le vérin 18

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n'étant pas représenté. De très nombreuses autres configurations de gouvernes ou de moyens d' orientation sont

possibles sans sortir du cadre de l' invention.

La figure 2 montre une variante de l'aeronef auquel s'applique l' invention et dans laquelle l'helice 4 est supprimee et de préférence remplacee par un dispositif de redressement de l'air 19 qui peut être constitué par une série de pales 20 fixes et inclinées. La figure 3 montre une variante de l'aeronef auquel s 'applique l' invention et dont la forme générale est sensiblement sphérique, la forme de la structure 1 étant complétee par deux grilles legères, l'une 21 placee du côté de l' entree d'air, l'autre 22, placee du côté de la sortie de l'air, la forme des

gouvernes étant adaptee au contour de ladite grille 22.

Les figures 4 et 5 montrent le principe de commande de

l' orientation de l'aeronef de la figure 1 selon l' invention.

Ce principe consiste tout d'abord à générer par des moyens inertiels connus et qui seront décrits plus loin, une référence de verticale d'axe OZ 23 puis à asservir, à l 'aide des moyens d' orientation, la structure 1 à prendre une orientation definie par rapport à cette référence de verticale. Cette référence de verticale fournit deux angles et représentant l'inclinaison instantanee en tangage et roulis de l'axe Oz 2 de la structure par rapport à l'axe vertical OZ 23, dans un trièdre OxyZ, deux axes de roulis Ox et tangage Oy étant definis arDitrairement sur la structure en se référant de préférence à l' orientation des gouvernes, l'axe de roulis étant par exemple defini comme celui correspondant aux axes d' articulation 24 et 25 des deux gouvernes 11 et 13, gouvernes qui elles-mêmes, lorsqu'elles sont inclinees, fournissent un couple en roulis, l'axe de tangage étant alors parallèle aux axes d' articulation des gouvernes 12 et 14 qui fournissent un couple en tangage. L' axe Ox faisant par ailleurs un angle de lacet avec une direction

géographique de référence OX.

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Pour stabiliser l'aéronef en vol sensiblement stationnaire et en l' absence de vent, il faut maintenir l'axe Oz 2 aussi vertical que possible et donc asservir les angles et à être nuls. Pour cela il faut commander les gouvernes en leur donnant des orientations et tels que = f() et = f(), étant l' orientation commandée aux gouvernes 12 et 14 et étant l' orientation commandée aux gouvernes 11 et 13. Du fait que les gouvernes créent des forces qui donnent des couples tendant à lO faire tourner la structure 1 autour de ses axes de roulis et de tangage et que ces couples entraînent des accélérations angulaires, les commandes de l'aéronef doivent être complétées par des termes d'amortissement proportionnels aux vitesses angulaires 0' et l' et qui peuvent être fournis par les moyens lS inertiels. Les commandes deviennent alors = f(é,E') et

= f(l,t').

Pour évoluer à une vitesse V constante dans une direction parallele à l'axe de roulis par exemple, il faut théoriquement que la structure 1 soit inclinée en tangage d'un angle a tel que le produit m.g.sina soit égal à la traînée K.V2 de la structure se déplaçant dans l'air à la vitesse V, et o m et la masse de l'aéronef, g est l'accélération de la pesanteur, K est un coefficient dépendant de la forme de la structure 1, de la température et de la pression de l'air. En raisonnant aux

petits angles, on peut écrire que a = (K.V2)/mg.

La stabilisation de l'aéronef à la vitesse V dans la direction de l'axe de roulis se fait en envoyant aux gouvernes 12 et 14 une commande d' orientation = F(a - 8,E') élaborée à partir d'un écart a - o a = (K.V2) /mg, de sorte que, à l'équilibre,

a = 0.

De la même façon, Pour déplacer l'aéronef à la vitesse V dans la direction de l'axe de tangage, on envoi aux gouvernes 11 et 13 une commande d' orientation = F(p - l,t') élaborée à partir d'un écart - o = (K.V2)/mg, de sorte que, à l'équilibre, = le

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Enfin, pour déplacer l'aéronef à la Vitesse V dans une direction OA faisant un angle avec l'axe de roulis Ox, figure 5, on envoie, aux gouvernes 12 et 14, une commande d' orientation = F(p.cos - 0,E') et aux gouvernes 11 et 13, une commande d' orientation = F(p.siné - l,t') o p = (K.V2)/mg représente l'inclinaison de la structure 1 à obtenir dans la direction OA, et ceci de façon à ce que l'axe Oz 2 de la structure 1 fasse bien avec la verticale OZ les angles et en tangage et roulis tels que = p.cos et = p.sin6. Les formules précédentes peuvent également s'établir à partir d'informations d'inclinaison p et de cap par rapport à la référence géographique, avec = + 6, et qui seraient fournies par la référence de verticale et ceci sans qu'il soit

1S nécessaire de les décrire plus avant.

La figure 6 montre un schéma possible pour l'organisation des moyens d' orientation. Ils comprennent: - un générateur d' angles 28 à commander à la structure 1, - une référence de verticale 29, - un élaborateur d'ordre 30, - un combinateur d'ordre 31, - les vérins 15, 16, 17 et 18,

- les gouvernes 10, 12, 13 et 14.

Le générateur d' angles 28 fournit trois angles d' orientation de la structure 2, respectivement pour la direction de l'axe Ox par rapport à une direction géographique de référence OX, pour la direction de déplacement à la vitesse V et p pour l'inclinaison à obtenir. Dans une version de base, ce générateur d' angles 28 peut n'être constitué que d'un moyen d' adaptation des ordres envoyss par une télécommande extérieure et recus par un récepteur de télécommande 32. Dans ce cas, les angles à commander, et p sont ceux envoyés par la télécommande. Dans une version plus automatisée, munie de moyens de navigation et de guidage 33, le générateur d' angle 28 élabore les angles à commander, et p à partir des

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informations reçues desdits moyens de navigation et de guidage, en fonction de lois de commandes prédéterminées, et en tenant compte d'éventuelles corrections ou modifications recues par le

récepteur de télécommande 32.

s La référence de verticale 29 peut-être très simple ou plus complexe en fonction des performances recherchées. Elle comportera par exemple deux accéléromètres ou inclinomètres, trois gyromètres et une référence de cap associés à un lO caloulateur capable de calculer, selon des méthodes bien connues, à partir des informations d'accélération, de vitesse angulaire et de cap fournies par les capteurs, les orientations 0, et en tangage, roulis et lacet de la structure 1 par rapport à la verticale et à la référence géographique. Cette référence fournit aussi les informations de vitesses angulaires

8', l' et ' de ladite structure 1.

L'élaborateur d'ordre 30 élabore des ordres d' orientation et à commander aux gouvernes 11, 12, 13 et 14 selon les formules décrites ci-dessus = f(p.cos - 0,') et

= f(p.sin - 4,t').

En pratique, les gouvernes doivent également assurer une commande d' orientation en lacet ú, autour de l'axe Oz de la structure 1. Cette commande est élaborée par exemple sous la forme 6 = f( -, ') à partir d'une commande d'angle de lacet issue du générateur d' angles 28, de l' angle de lacet et de la vitesse angulaire en lacet '. Cette commande s'écrit en pratique s= K1.( -) + K2.', o K1 et K2 sont des coefficients qui dépendent des paramètres mécaniques et

aérodynamiques de l'aéronef.

Du fait des dissymétries aérodynamique résiduelles et d'éventuels déséquilibres dans la répartition des masses de l'aéronef, les formules de calcul de s, et ci-dessus doivent être complétees par un contrôle integral pour annuler les erreurs d' orientation éventuelles entraînées par ces défauts. Les formules s'écrivent alors:

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s= K1.( -) + K3.l( -)dt + K2.' = K4.(p.cos - 0) + Ks. f(p.cos - e)dt + K6. 0' = K4.(p.sin - l) + Ks.J(p.sind - l)dt + K6.+' o t est le temps et K3, K4, Ks et K6 sont des coefficients S qui dépendent également des paramètres mécaniques et

aérodynamiques de l'aéronef.

Finalement les ordres sont envoyés aux gouvernes par le combinateur d'ordre 31 qui calcule quatre commandes C1, C2, lO C3 et C4 envoyées aux quatre gouvernes respectivement 11, 12, 13, 14 par l'intermédiaire des vérins 15, 16, 17, 18 et tels que:

C 1 = E +, C2 = s +, C3 = s - et C4 = s -

1S Dans le cas des configurations de l'aéronef correspondant aux figures 2 et 3 o l'élément de sustentation est constitué d'une seule hélice 3 ou turbine, les ordres de commande doivent tenir compte de l'effet gyroscopique de ladite hélice. Si Iz est le moment d'inertie combiné de l'hélice 3 et de la partie tournante du moteur 5 autour de l'axe Oz 2, et si la vitesse angulaire de ladite hélice est, il apparaît un moment cinétique H = Im et l 'ensemble constitue un véritable gyroscope qui présente une fréquence de résonance, dite fréquence de nutation Fn = (H/I) /2 o I est la moyenne des

moments d'inertie de l'aéronef autour de ses axes Ox et Oz.

Sous l'effet de perturbation de couple autour desdits axes Ox et Oz. la structure peut nuter, c'est à dire osciller comme un gyroscope, selon un mouvement conique à la fréquence de nutation. Cette oscillation pourrait être trés gênante si elle n'était pas en partie amortie par le frottement aérodynamique de l'air passant dans la structure 1 et par un complément

d'amortissement électronique adapté.

Cet effet gyroscopique apporte un avantage de stabilisation pour les mouvements à fréquence élevée, utile si l'aéronef porte une caméra qui doit être stabilisée, mais modifie le comportement dudit aéronef lorsque l'on donne un ordre de commande aux gouvernes. En effet, si l'on oriente les gouvernes

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12 et 14 de l'axe de tangage d'un angle fixe en créant ainsi un couple aérodynamique \, la structure 1 de l'aéronef va se décaler d'un petit angle en tangage, angle dit de nutation, et va précéssionner (tourner à vitesse constante) autour de son S axe de roulis à une vitesse Q = \/H, et ceci tant que le couple sera maintenu. L'effet est identique pour une action sur les gouvernes 11 et 13 de l'axe de roulis qui tournera en

tangage après s'être décalé en roulis.

L'effet des gouvernes est donc croisé par rapport à son fonctionnement antérieur et l'élaboration des ordres doit être croisoe. C'est pourquoi, et pour stabiliser les aéronefs des figures 2 et 3, les ordres et envoyés aux commandes en tangage et roulis sont élaborés à partir des informations respectivement de roulis et tangage comme suit: = F(p.sin - (, ') = F(p.cos - y,i')

ainsi que le montre la figure 7.

Il faut noter que les termes d'amortissement, élaborés à partir des vitesses angulaires 8' et l', ne sont pas croisés pour

conserver la meilleure efficacité.

En utilisant les coefficients et en introduisant le contrôle intégral, les ordres s'écrivent: = K4.(p.sin - l) + Ks.ltp.sin - l)dt + K6 = K4.(p. cos - D) + Ks. f(p.cos - e)dt + K6.l' Du fait que la réponse à un ordre de gouverne est une réponse en vitesse angulaire au lieu d'être une réponse en accélération angulaire, il n'est théoriquement plus nocessaire d'introduire un terme d'amortissement en K6.0' ou K6. l' comme précédemment. En pratique, l'amortissement des nutations par l'air étant insuffisant, il faut conserver un terme d'amortissement tel que le rapport K6/K4 soit compris entre

0.05 et 0.5 et de préférence entre 0.1 et 0.3.

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Par ailleurs, le fait que, lors de l' application d'un couple de gouverne sur un axe, l'axe de tangage par exemple, pour obtenir une rotation en roulis, il se produise également un décalage en tangage est un inconvénient qui peut être contré. Pour cela, ainsi que le montre la figure 8, les vérins des gouvernes reçoivent une combinaison des ordres et, à l' aide d'un coefficient K7, telle que les commandes sur les axes de roulis et de tangage soient: en roulis - K7.y en tangage + K7.q Les quatre commandes sont alors: C1 = 6 + + K7.y, C2 = s + K7., C3 = c - - K7. y, C4 = s - + K7q La valeur absolue du coefficient K7, qui dépend des caractéristiques mécaniques et aérodynamique de l'aéronef, est avantageusement comprise entre 0.2 et 0.6 et de préférence égale à 0.4. Le signe de ce coefficient K7 dépend du sens de

rotation de l'hélice.

Cette méthode de croisement des gouvernes et de combinaison des ordres sur les deux axes s 'applique bien entendu, en l'adaptant, à toute autre configuration de moyens d' orientation

ou de gouvernes sans sortir du cadre de l' invention.

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Claims (12)

REVENDICATIONS

1. Dispositif de pilotage pour aéronef du type comportant: - une structure extérieure (1) sensiblement de révolution autour d'un axe oz (2) , - une motorisation (5), - au moins une hélice, - des moyens d' orientation de la dite structure constituée par exemple par au moins deux gouvernes aérodynamiques et de préférence quatre (11, 12, 13 et 14), au moins une de ces gouvernes (11) agissant en roulis, et au moins une autre

gouverne (12) agissant en tangage.

- des capteurs inertiels constituant une référence de verticale OZ et fournissant des angles et de tangage et de roulis, des vitesses angulaires D' et l', éventuellement un angle de lacet entre une référence d' orientation Ox de la structure (1) et une référence géographique, ainsi qu'une vitesse angulaire de lacet ', caractérisé en ce que l' orientation de la structure (1) est commandée de façon à ce que son axe Oz (2) forme, avec la

référence de verticale OZ, un angle d' orientation prédéterminé.

2. Dispositif de pilotage pour aéronef selon la revendication 1 et comportant 2 hélices (3 et 4) tournant en sens inverse, caractérisé en ce qu'il envoie aux gouvernes (12 et 14), agissant en tangage, une commande y de la forme y = f(p.cos - 0,E') et aux gouvernes (11 et 13), agissant en roulis, une commande de la forme = f(p.sin - ,t') de façon à ce que l'axe Oz (2) de la structure 1 fasse bien avec la verticale OZ des angles et respectivement en tangage et roulis tels que = p.cos et = p.sin6, étant un angle d' orientation en cap et p étant l' angle d' orientation

prédéterminé.

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3. Dispositif de pilotage pour aéronef selon l'une des

revendications 1 ou 2,

caractérisé en ce qu'il envoie aux gouvernes (12 et 14), agissant en tangage, une commande de la forme y = K 4(p.cos - 0) + K 6 et aux gouvernes (11 et 13), agissant en roulis, une commande de la forme 11 = K4(p.sind - l) + K6.t K 4 et K 6 étant des coefficients qui dépendent des paramètres

mécaniques et aérodynamiques de l'aéronef.

4. Dispositif de pilotage pour aéronef selon la revendication 3, caractérisé en ce qu'il envoie aux gouvernes (12 et 14), agissant en tangage, une commande comprenant un contrôle intégral des défauts d'équilibrage et des défauts aérodynamiques de l'aéronef, ladite commande étant de la forme = K4(pcos - 0) + Ks. f(p.cos - D)dt + K6D' et aux gouvernes (11 et 13), agissant en roulis, une commande comprenant un contrôle intégral des défauts d'équilibrage et aérodynamique de l'aéronef, ladite commande étant de la forme 11 = K4(p sin - () + Ks. i(p.sin - l) dt + K6.l, o K 5 est un coefficient qui dépend des paramètres mécaniques

et aorodynamiques de l'aéronef.

5. Dispositif de pilotage pour aéronef selon la revendication 1, caractérisé en ce qu'il calcule une commande de lacet comportant un contrôle intégral de la forme: s= K1( - yl) + K3. i( - ty)dt + K2y o K 1, K 2 et K 3 sont des coefficients qui dépendent des

paramètres mécaniques et aérodynamiques de l'aéronef.

6. Dispositif de pilotage pour aéronef selon les

revendications 4 et 5,

caractérisé en ce qu'il élabore quatre commandes C1, C2, C3 et C4 à partir des ordres c, y et comme suit: C1 = C + t1, C2 = c + y, C3 = c - 11 et C4 = c -,

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lesdites quatre commandes étant respectivement appliquées aux quatre gouvernes tll, 12, 13 et 14) par l'intermédiaire des vérins (15, 16, 17 et 18),

7. Dispositif de pilotage pour aéronef selon les

revendications 1 à 6 et ne comportant qu'une seule hélice (3),

caractérisé en ce que, pour l' adapter à ce type d'aéronef, les ordres envoyés sur les moyens d' orientation agissant en tangage sont élaborés à partir des informations angulaires de lO roulis et les ordres envoyés sur les moyens d' orientation agissant en roulis sont élaborés à partir des informations

angulaires de tangage.

8. Dispositif de pilotage pour aéronef selon la revendication 7, caractérisé en ce qu'il envoie aux gouvernes (12 et 14), agissant en tangage, une commande de la forme y = K4.(p.sin - () + K6 et aux gouvernes (11 et 13), agissant en roulis, une commande de la forme = K4. (p.cos 8) + K6

9. Dispositif de pilotage pour aéronef selon la

revendications 8,

caractérisé en ce que les coefficients K4 et K6 soient tels que le rapport K6/K4 soit compris entre 0.05 et 0.5 et de

préférence entre 0.1 et 0.3.

10. Dispositif de pilotage pour aéronef selon les

revendications 7, 8 et 9,

caractérisé en ce que les commandes envoyées aux moyens d' orientation agissant en tangage sont une combinaison des ordres de roulis et de tangage de la forme - K7. et en ce que les commandes envoyées aux moyens d' orientation agissant en roul is sont une combinaison des ordres de tangage et de roul is de la forme + K7.y, K7 étant un coefficient dépendant des

paramètres mécaniques et aérodynamique de l'aéronef.

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11. Dispositif de pilotage pour aéronef selon la revendication 10, caractérisé en ce que les commandes envoyées aux gouvernes sont de la forme: C1 = s + + K7.g, C2 = s + K7.,

C3 = s - - K7.g, C4 = s - + K7. y.

lesdites quatre commandes étant respectivement appliquées aux quatre gouvernes (11, 12, 13 et 14) par l'intermédiaire des vérins ( 15, 16, 17 et 18)

12. Dispositif de pilotage pour aéronef selon l'une des

revendications 10 ou 11,

caractérisé en ce que la valeur absolue du coefficient K7 est comprise entre 0.2 et 0.6 et de préférence égale à 0.4, le signe de ce coefficient K7 dépendant du sens de rotation de