FR2925182A1 - Procede et dispositif de detection de pannes oscillatoires dans une chaine d'asservissement en position d'une gouverne d'aeronef. - Google Patents

Abstract

Le dispositif de détection (1) comporte des moyens (19) pour estimer, à l'aide d'un modèle, une position de référence de la gouverne, ainsi que les valeurs de paramètres dudit modèle permettant de le mettre à jour, et des moyens (21, 23) pour détecter une panne oscillatoire à l'aide de cette position de référence.

Description

La présente invention concerne un procédé et un dispositif de détection de pannes oscillatoires dans au moins une chaîne d'asservissement en position d'une gouverne d'aéronef, ainsi qu'un système de commandes de vol électriques comportant un tel dispositif de détection.

La présente invention s'applique à une chaîne d'asservissement : qui est destinée à asservir en position tous types de gouverne d'aéronef, tels que des ailerons, des spoilers ou une gouverne de profondeur par exemple ; qui fait partie d'un système de commandes de vol électriques de l'aéro- 1 o nef ; et qui comporte : • ladite gouverne qui est mobile, et dont la position par rapport à l'aéronef est réglée par au moins un actionneur ; • ledit actionneur qui règle la position de ladite gouverne, en fonction 15 d'au moins un ordre d'actionnement reçu ; • au moins un capteur qui mesure la position effective de ladite gouverne ; et • un calculateur qui élabore un ordre d'actionnement de la gouverne, transmis audit actionneur, à partir de ladite position effective mesu- 20 rée et d'un ordre de commande calculé par le pilote automatique ou à partir de l'action du pilote sur un manche de commande et de l'état inertiel de l'aéronef. On sait qu'une telle chaîne d'asservissement comporte des composants électroniques qui sont susceptibles, en mode défaillant, d'engen- 25 drer un signal parasite qui peut faire osciller la gouverne asservie. Un phénomène de ce type est appelé "panne oscillatoire". Une autre cause pos- sible de l'oscillation est le dysfonctionnement ou la rupture d'une pièce mécanique de l'actionneur. On sait de plus que, lorsqu'une telle panne oscillatoire présente une fréquence qui est située à l'intérieur de la bande passante de l'action-neur, elle a pour effet : d'engendrer des charges importantes sur la structure de l'aéronef, ce qui rend nécessaire un renforcement de cette structure, si un dispositif dédié ne permet pas de détecter cette panne ; d'engendrer des charges excessives en cas d'excitation d'un des modes propres de vibration de l'aéronef (phénomène de résonance, couplage aéroélastique), ce qui peut entraîner, dans le cas extrême, des dommages sur la structure de l'aéronef ; d'accélérer la fatigue du ou des actionneurs utilisés ; et de réduire le confort des passagers de l'aéronef.

La couverture complète de telles pannes oscillatoires nécessiterait des renforcements de structures de l'aéronef trop coûteux. En pratique, l'aéronef est conçu pour absorber des pannes oscillatoires d'une certaine amplitude, en fonction de la fréquence. Aussi, des surveillances doivent être mises en place pour garantir que les vibrations de l'aéronef restent à l'intérieur d'une enveloppe prédéterminée en amplitude/fréquence. Toutefois, les solutions usuelles pour réaliser une telle surveillance présentent une forte dépendance par rapport : au matériel utilisé ; au type de loi de pilotage de l'aéronef (fonction de la souplesse ou non de ce dernier) ; au système d'acquisition et de génération du calculateur ; et aux modes de panne dudit calculateur.

Par conséquent, à une famille particulière d'aéronefs correspond à chaque fois une solution usuelle particulière, qui ne présente pas de garantie d'être applicable à une autre famille d'aéronefs, existante ou future. De plus, les solutions de surveillance usuelles présentent généra- lement une couverture restreinte, en ne réalisant le plus souvent qu'une détection des oscillations engendrées par un composant particulier de la chaîne d'asservissement. La demande de brevet FR-05 12000 a pour objet de remédier au moins partiellement à ces inconvénients. Elle concerne un procédé, qui est robuste et qui est applicable à tout type d'aéronef à commandes de vol électriques, pour détecter au moins une panne oscillatoire dans au moins une chaîne d'asservissement en position d'au moins une gouverne de l'aéronef, en particulier d'un avion de transport, ledit procédé permettant de détecter une panne oscillatoire d'une amplitude minimale en un nombre de périodes limitées, et ceci quelle que soit la fréquence de cette panne os- cillatoire. Selon cette demande de brevet FR-05 12000, on réalise, de façon automatique et répétitive, la suite d'étapes successives suivante : a) on estime, à l'aide de l'ordre de commande de gouverne qui alimente un modèle dudit actionneur, une position théorique correspondant à une position de référence de ladite gouverne en l'absence de panne ; b) on calcule la différence entre ladite position théorique estimée à l'étape a) et la position effective mesurée par ledit capteur de manière à former une valeur résiduelle ; et c) on compare cette valeur résiduelle à au moins une valeur de seuil prédéterminée, on réalise un comptage de tous les dépassements successifs et alternés de ladite valeur de seuil prédéterminée par ladite valeur résiduelle, et, dès que le nombre résultant dudit comptage devient supérieur à un nombre prédéterminé, on détecte une panne oscillatoire qui représente un signal périodique de type sinusoïdal, dont la fréquence, l'amplitude et la phase suivent une loi uniforme (c'est-à-dire ne présentent pas de valeurs privilégiées). Cette demande de brevet FR-05 12000 prévoit donc de comparer le fonctionnement réel de la chaîne d'asservissement surveillée (qui est illustré par la position effective mesurée), à un fonctionnement idéal attendu hors panne (qui est illustré par ladite position théorique), ce qui permet de mettre en évidence toute panne oscillatoire lorsqu'elle survient. Cette comparaison est effectuée en calculant une valeur résiduelle. Par conséquent, grâce au procédé de détection de cette demande de brevet FR-05 12000, on est en mesure de détecter, dans la chaîne d'asservissement surveillée, toute panne oscillatoire d'une amplitude minimale donnée en un nombre de périodes donné. Le modèle utilisé à l'étape a) précitée comporte une pluralité de paramètres. La demande de brevet FR-05 12000 prévoit d'utiliser des va-leurs constantes, fixées à une valeur moyenne, pour ces paramètres. Or, dans la réalité, certains des paramètres possibles de ce modèle sont bien des constantes, mais d'autres évoluent en fonction du temps. En particulier : ù un paramètre possible qui représente la différence entre la pression d'alimentation différentielle aux bornes de l'actionneur et la pression d'ouverture de clapets d'isolation de l'actionneur est, par exemple, fonction de la température du fluide hydraulique et du nombre de consommateurs (actionneurs) sur le circuit hydraulique ; un paramètre possible illustrant l'ensemble des efforts aérodynamiques qui s'exercent sur la gouverne dépend d'un grand nombre de variables, par exemple de la pression dynamique (donc de la vitesse de l'avion), du nombre de Mach, de la configuration de becs et de volets, de l'incidence locale de la gouverne,

. ; et un paramètre possible illustrant l'effort provoqué par l'actionneur adja- cent en mode amorti, dans le cas de deux actionneurs par gouverne, dépend principalement de la température du fluide hydraulique. Par conséquent, plusieurs paramètres du modèle utilisé dans le procédé de détection précité dépendent d'autres grandeurs qui varient en fonction du temps. Aussi, le fait de fixer ces paramètres à des valeurs constantes dégrade la qualité dudit modèle. Or, la qualité de ce modèle est très importante, car elle conditionne les performances du procédé de détection. En effet, plus on cherche à détecter des niveaux de pannes fai-bles, plus la qualité du modèle doit être élevée. L'utilisation de paramètres constants limite donc les performances du procédé de détection divulgué par la demande de brevet FR-05 12000. Aussi, pour un avion existant, si on était amené à baisser le niveau de panne à détecter, ce procédé usuel ne pourrait plus être adapté à une telle baisse. En outre, dans les futurs programmes de construction d'avion, on cherchera certainement à optimiser globalement l'avion afin d'améliorer ses performances. Cela pourrait se traduire par des exigences plus fortes sur l'agencement structurel de l'avion (économie de masse) et donc par des niveaux de détection et des temps de confirmation plus contraignants. Dans une telle situation, le pro- cédé de détection précité ne serait plus suffisamment performant. La présente invention a pour objet de remédier à ces inconvénients. Elle concerne un procédé de détection d'au moins une panne oscillatoire dans au moins une chaîne d'asservissement de position (du type précité) d'au moins une gouverne d'un aéronef, en particulier d'un avion de transport, dont les performances sont optimisées, c'est-à-dire qui vise à détecter des niveaux de panne plus faibles en un temps de confirmation également réduit. Cette chaîne d'asservissement est du type comportant : û ladite gouverne qui est mobile, et dont la position par rapport à l'aéro- nef est réglée par au moins un actionneur ; - ledit actionneur qui règle la position de ladite gouverne, en fonction d'au moins un ordre d'actionnement reçu ; - au moins un capteur qui mesure la position effective de ladite gouverne ; et ù un calculateur qui élabore un ordre d'actionnement de la gouverne, transmis audit actionneur, à partir de ladite position effective mesurée et d'un ordre de commande calculé par le pilote automatique ou à partir de l'action du pilote sur un manche de commande et de l'état inertiel de l'aéronef...DTD: A cet effet, selon l'invention, ledit procédé selon lequel on réalise, de façon automatique et itérative, la suite d'étapes successives suivante : a) on estime, à l'aide dudit ordre de commande de gouverne qui alimente un modèle dudit actionneur, une position théorique correspondant à une position de référence de ladite gouverne en l'absence de panne ; b) on calcule la différence entre ladite position théorique estimée à l'étape a) et la position effective mesurée par ledit capteur de manière à former une valeur résiduelle ; et c) on compare cette valeur résiduelle à au moins une valeur de seuil prédéterminée, on réalise un comptage de tous les dépassements successifs et alternés de ladite valeur de seuil prédéterminée par ladite valeur résiduelle, et, dès que le nombre résultant dudit comptage devient supérieur à un nombre prédéterminé, on détecte une panne oscillatoire qui représente un signal périodique de type sinusoïdal, dont la fréquence, l'amplitude et la phase suivent une loi uniforme, est remarquable en ce qu'à l'étape a), de façon automatique et itérative, on estime, de plus, à chaque itération, la valeur d'au moins un paramètre du modèle, en réalisant une estimation conjointe de l'état (qui est illustré par ladite position théorique) et de paramètres du modèle, et on incorpore la valeur ainsi estimée dans ledit modèle dans l'itération suivante.

Ainsi, grâce à l'invention, on réalise une estimation en temps réel des valeurs de paramètres du modèle (les valeurs ainsi estimées étant ré-injectées dans le modèle), ce qui permet d'améliorer les qualités dudit modèle et ainsi d'augmenter les performances du procédé de détection de pannes oscillatoires. On augmente par conséquent les performances de la surveillance des pannes oscillatoires, à la fois en terme de détection et de robustesse. Ceci contribue notamment à une optimisation globale d'un aéronef, en particulier au niveau de l'agencement structurel de ce dernier. En outre, comme précisé ci-dessous, le procédé conforme à l'invention vention évite de recourir à des capteurs ou à des jauges spécifiques pour estimer le(s) paramètre(s) du modèle de l'actionneur et n'a donc pas d'impact négatif sur le bilan de masse. De préférence, à l'étape a) : ù on utilise le modèle suivant : 15 V(t) = VO(t).[(01 (t) -02(t)/S) / (APref + (03(t).VO(t)2/S))]1'2 dans lequel : • V(t) est une vitesse (de la tige de l'actionneur) à estimer ; • VO(t) est une vitesse commandée par ledit calculateur ; S représente la surface d'une section transversale d'un piston de 20 l'actionneur ; • APref représente une valeur de pression prédéterminée ; et • 01(t), 02(t) et 03(t) sont des paramètres ; on estime ladite position théorique, en calculant ladite vitesse V(t) à l'aide dudit modèle, puis en l'intégrant ; et 25 on estime, de plus, les valeurs desdits paramètres 01(t), 02(t) et 03(t), que l'on incorpore dans ledit modèle à l'itération suivante. Dans ce cas, avantageusement : ledit paramètre 01 vérifie la relation : 01 =APd ù Pc ; û OPd est une pression d'alimentation différentielle aux bornes de l'actionneur ; - Pc est une pression d'ouverture de clapets d'isolation de l'actionneur ; ledit paramètre 02 représente l'ensemble des forces aérodynamiques appliquées sur la gouverne ; et ledit paramètre 03 représente un coefficient d'amortissement qui per-met d'estimer un effort particulier engendré par l'actionneur (amortissement de l'actionneur adjacent dans le cas de deux actionneurs par gouverne).

Plus précisément, de façon avantageuse, à l'étape a) : - ledit modèle est représenté sous forme d'une représentation d'état non linéaire augmentée, qui comprend une équation d'état et une équation d'observation ; - lors d'une phase d'initialisation : • on initialise un vecteur d'état augmenté et sa matrice de covariance, ledit vecteur d'état augmenté contenant ladite position théorique et lesdits paramètres à estimer ; • on initialise des paramètres de réglage qui représentent des matrices de covariance de bruits illustrant des phénomènes non modélisés dans ledit modèle ; et - lors d'une phase ultérieure, on réalise de façon itérative les opérations successives a, (3, y et S suivantes : a) pour une itération k quelconque, on met à jour a posteriori l'équation d'observation ; R) on réalise une factorisation de Cholesky de la covariance de l'erreur d'estimation a posteriori et une prédiction du vecteur d'état à l'itération k ; et y) on met à jour a priori le vecteur d'état ; et 8) on estime a priori le vecteur d'état de manière à obtenir une estimation de ladite position théorique et desdits paramètres. La présente invention concerne également un dispositif de détection automatique d'au moins une panne oscillatoire dans au moins une chaîne d'asservissement en position (du type précité) d'au moins une gouverne (aileron, spoiler, gouverne de profondeur, gouverne de direction) d'un aéronef, en particulier d'un avion de transport. Comme indiqué précédemment, dans le cadre de la présente invention, on considère qu'une panne oscillatoire est un signal périodique de type sinusoïdal, dont la fré- quence, l'amplitude et la phase suivent une loi uniforme, c'est-à-dire n'ont pas de valeurs privilégiées. Selon l'invention, ledit dispositif de détection du type comportant : des premiers moyens pour estimer, de façon itérative, à l'aide de l'ordre de commande de gouverne et d'un modèle, une position théorique correspondant à une position de référence de ladite gouverne en l'ab- sence de panne ; des deuxièmes moyens pour calculer la différence entre ladite position théorique estimée par lesdits premiers moyens et la position effective mesurée par ledit capteur de manière à former une valeur résiduelle ; et des troisièmes moyens pour : • comparer cette valeur résiduelle à au moins une valeur de seuil prédéterminée ; • réaliser un comptage de tous les dépassements successifs et alternés dudit seuil prédéterminé par ladite valeur résiduelle ; et • détecter une panne oscillatoire dès que le nombre résultant dudit comptage devient supérieur à un nombre prédéterminé, est remarquable en ce que lesdits premiers moyens sont formés de manière à estimer, de plus, à chaque itération, la valeur d'au moins un para-mètre dudit modèle, en réalisant une estimation conjointe de l'état (qui est illustré par ladite position théorique) et de paramètres du modèle, la valeur ainsi estimée étant incorporée dans ledit modèle dans l'itération suivante. La présente invention concerne également un système de commandes de vol électriques d'un aéronef, du type comportant : au moins un moyen usuel (comprenant par exemple un manche de commande) pour engendrer un ordre de commande de gouverne pour au moins une gouverne de l'aéronef ; et au moins une chaîne d'asservissement en position de cette gouverne, de type précité.

Selon l'invention, ce système de commandes de vol électriques est remarquable en ce qu'il comporte, de plus, au moins un dispositif de détection de pannes oscillatoires, tel que décrit précédemment. 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 illustre schématiquement une chaîne d'asservissement en position d'une gouverne d'aéronef, qui comporte un dispositif de détection conforme à l'invention. La figure 2 est le schéma synoptique d'un dispositif de détection conforme à l'invention. La figure 3 montre schématiquement un algorithme d'estimation d'un vecteur d'état, conforme à l'invention. La figure 4 est un graphique illustrant un gain qui est utilisé dans la mise en oeuvre de l'invention et qui présente plusieurs pentes.

Le dispositif 1 conforme à l'invention et représenté schématique-ment sur la figure 2 est destiné à détecter au moins une panne oscillatoire dans au moins une chaîne 2 d'asservissement en position (représentée sur la figure 1) d'au moins une gouverne 3 (aileron, spoiler, gouverne de pro- fondeur, gouverne de direction) d'un aéronef, en particulier d'un avion de transport. De façon usuelle, cette chaîne d'asservissement 2 fait partie d'un système de commandes de vol électriques 4 de l'aéronef et comporte : ladite gouverne 3 qui est mobile, en étant susceptible d'être braquée comme illustré par une flèche double E sur la figure 1, et dont la position par rapport à la structure de l'aéronef est réglée par au moins un actionneur usuel 5 ; ledit actionneur 5 qui règle la position de ladite gouverne 3, par exem- ple par l'intermédiaire d'une tige 6 qui agit sur cette dernière, en fonction d'au moins un ordre d'actionnement reçu par l'intermédiaire d'une liaison 7 ; au moins un capteur 8, 9 qui mesure la position effective de ladite gouverne 3. A cet effet, il peut s'agir d'un capteur 8 qui est directement associé à la gouverne 3 et/ou d'un capteur 9 qui mesure par exemple le déplacement de la tige 6 de l'actionneur 5 ; et un calculateur 10, par exemple un calculateur de commandes de vol : • qui reçoit des informations de commande de moyens 1 1 , par l'inter- médiaire d'une liaison 11A. Ces moyens 1 1 sont des moyens usuels de génération d'informations de commande et comportent, par exemple, un manche de commande qui est susceptible d'être ac- tionné par un pilote de l'aéronef et des capteurs inertiels ; • qui élabore de façon usuelle un ordre de commande de gouverne, à l'aide d'un moyen de calcul intégré 12 qui contient des lois de pilo- tage et qui utilise pour cette élaboration des informations de commande (par exemple action du pilote sur le manche de commande, paramètres qui indiquent la position de l'aéronef autour de son centre de gravité, facteurs de charges qu'il subit) reçues desdits moyens 11 ; • qui reçoit la position effective mesurée par le ou les capteurs 8 et 9, par l'intermédiaire d'une liaison 13, via une entrée 14 de type analogique ; • qui calcule à partir des informations précédentes (ordre de commande de gouverne et position effective mesurée) ledit ordre d'actionnement, à l'aide d'un moyen de calcul 17 intégré tenant compte d'un gain prédéterminé ; et • qui transmet cet ordre d'actionnement à une servovalve 18 de l'actionneur 5, par l'intermédiaire de la liaison 7 via une sortie 15 de type analogique. Tous les éléments de cette chaîne d'asservissement 2 qui contiennent des composants électroniques, et notamment les capteurs 8, 9, l'entrée analogique 14, la sortie analogique 15, ..., sont sources de pannes oscillatoires, c'est-à-dire de pannes qui sont susceptibles d'engendrer un signal électrique parasite qui peut faire osciller la gouverne 3. Ledit système de commandes de vol électriques 4 comporte, en plus de ladite chaîne d'ass-ervissement 2, le dispositif 1 conforme à l'in- vention qui est destiné à détecter toute panne oscillatoire du type précité. Pour ce faire, ledit dispositif de détection 1 comporte, comme re- présenté sur la figure 2 : û des moyens 19 précisés ci-dessous pour déterminer, de façon itérative, à l'aide de l'ordre de commande de gouverne engendré par ledit moyen de calcul 12 et reçu par l'intermédiaire d'une liaison 20 qui est par exemple reliée à la sortie dudit moyen de calcul 12, et à l'aide d'un mo- dèle particulier, une position théorique qui correspond à une position de référence de la gouverne 3 en l'absence de panne oscillatoire et qui est conforme audit ordre de commande de gouverne ; - un moyen de calcul 21 pour calculer la différence entre la position effective de la gouverne 3 (qui est mesurée par le capteur 8, 9 et qui est reçue par l'intermédiaire d'une liaison 22 qui est par exemple reliée à ladite liaison 13) et la position théorique (qui est déterminée par ledit moyen 19 et qui est reçue par l'intermédiaire d'une liaison 29) de manière à former une valeur résiduelle précisée ci-dessous ; et une unité de traitement 23 qui est reliée par l'intermédiaire d'une liaison 24 audit moyen de calcul 21 et qui comporte des moyens 25 pour : comparer cette valeur résiduelle à au moins une valeur de seuil S pré-déterminée ; réaliser un comptage de tous les dépassements qui sont à la fois suc- cessifs et alternés de ladite valeur de seuil S par ladite valeur rési- duelle ; et détecter une panne oscillatoire dès que le nombre résultant dudit comptage devient supérieur à un nombre prédéterminé. Ainsi, le dispositif 1 conforme à l'invention compare le fonction- nement réel de la chaîne d'asservissement 2 surveillée (qui est illustré par la position effective mesurée de la gouverne 3), à un fonctionnement idéal attendu hors panne (qui est illustré par ladite position théorique calculée de la gouverne 3), ce qui permet de mettre en évidence toute panne oscillatoire lorsqu'elle survient. Par conséquent, ledit dispositif 1 est en me- sure de détecter, dans la chaîne d'asservissement 2 surveillée, toute panne oscillatoire d'une amplitude minimale donnée en un nombre de périodes donné. En outre, le dispositif 1 conforme à l'invention permet de détecter tous les modes de défaillance oscillatoire existant dans la chaîne d'asservissement 2 de type précité, et il est applicable à tout type d'aéro- nef. Dans un mode de réalisation préféré, ladite unité de traitement 23 qui peut transmettre les informations précitées par l'intermédiaire d'une liaison 26 comporte, de plus, des moyens de filtrage 27 qui sont reliés par l'intermédiaire d'une liaison 28 auxdits moyens 25 et qui sont destinés à décomposer la valeur résiduelle reçue, en une pluralité de bandes de fréquences, ce qui permet de traiter des valeurs résiduelles débruitées et de définir une pluralité de fenêtres temporelles correspondantes, dans les-quelles est ensuite réalisé le comptage par l'intermédiaire des moyens 25.

Selon l'invention, pour augmenter les performances de détection, ainsi que la robustesse dudit dispositif de détection 1, lesdits moyens 19 (qui mettent en oeuvre des traitements de façon itérative) sont formés de manière à estimer, de plus, à chaque itération, la valeur d'au moins un paramètre du modèle précité (qui est un modèle comportemental de la gouverne 3 couplée à l'actionneur 5, et qui est excité en entrée par l'ordre de commande de gouverne), en réalisant une estimation conjointe de l'état (qui est illustré par ladite position théorique) et de paramètres du modèle, la valeur ainsi estimée étant incorporée dans ledit modèle dans l'itération suivante, comme précisé ci-dessous.

Lesdits moyens 19 réalisent donc une estimation en temps réel des valeurs de paramètres du modèle (les valeurs ainsi estimées étant ré-injectées dans le modèle), ce qui permet d'améliorer les qualités dudit modèle et ainsi d'augmenter les performances du dispositif 1 de détection de pannes oscillatoires. On augmente par conséquent les performances de la surveillance des pannes oscillatoires, à la fois en terme de détection et de robustesse. Ceci contribue notamment à une optimisation globale d'un aéronef, en particulier au niveau de l'agencement structurel de ce dernier. Excepté les moyens 19, le dispositif de détection 1 conforme à la présente invention reprend toutes les caractéristiques du dispositif de dé- tection divulgué par la demande de brevet FR-05 12000 précitée. Aussi, pour des raisons de simplification et de compréhension du présent texte, ces caractéristiques qui font partie de la présente invention n'ont pas été davantage décrites ici et un renvoi est effectué à cette demande de brevet FR-05 12000 pour leur description détaillée.

Le modèle utilisé par lesdits moyens 19 a pour expression : V(t) = VO(t) /(APd ù Pc) ù F(t) (1) ,jOP ref S dans laquelle : est la vitesse de la tige 6 de l'actionneur 5, calculée à l'aide de ce modèle. Par intégration de cette vitesse, on obtient ladite position théorique de la gouverne 3 ; t représente le temps ; F représente l'ensemble des efforts qui s'exercent sur la gouverne 3 et l'actionneur 5 ; VO est la vitesse commandée par le calculateur 10, qui représente l'ordre de commande de gouverne précité ; APd est la pression d'alimentation différentielle aux bornes de l'actionneur 5 (en bars) ; Pc est la pression d'ouverture des clapets d'isolation de l'actionneur 5 (en bars) ; S est la section du piston (tige 6) de l'actionneur 5 (en cm2) ; et OPref est une pression de référence (en bars). L'ensemble F des efforts exercés peut comporter plusieurs termes. Dans le cadre de la présente invention, on retient les deux termes princi-paux de l'expression suivante : F = Faero + Ka.V2 dans laquelle : û Faero représente l'ensemble des efforts aérodynamiques qui s'exercent sur la gouverne 3 ; et û Ka.V2 représente, dans le cas de deux actionneurs 5 par gouverne 3, l'effort provoqué par l'actionneur adjacent en mode amorti. Le modèle (1) peut donc s'écrire : V(t) = VO(t) OP û Faero + Ka.V(t)2 ./OP ref S avec : AP = APd û Pc En isolant le terme de vitesse V(t), le modèle peut s'écrire de la façon suivante : (2) V(t) = VO(t) OP û Faero S AP ref + Ka.VO(t)2 S (3) Soit 0 le vecteur de paramètres suivant : 0 = (01, 02, 03) _ (OP, Faero, Ka), le modèle (3) devient alors : 1 01û 02 z S AP ref + 03.V0(t)2 S V(t) = VO(t) (4) Dans la demande de brevet FR-05 12000 précitée, un vecteur 0 fixe est utilisé, avec pour chaque composante de ce vecteur la valeur moyenne la plus probable. Or, dans la réalité, les paramètres S et APref sont bien des constantes, mais les paramètres AP, Faero et Ka évoluent en fonction du temps. En particulier, AP est, par exemple, fonction de la température du fluide hydraulique et du nombre de consommateurs (actionneurs) sur le circuit hydraulique. Faero dépend d'un grand nombre de variables, par exemple de la pression dynamique (donc de la vitesse de l'aéronef), du nombre de Mach, de la configuration des becs et des volets, et de l'incidence locale de la gouverne 3. Quant à Ka, il est principalement fonction de la température du fluide hydraulique. Ces paramètres AP, Faero et Ka dépendent donc de grandeurs qui varient en fonction du temps.

Le dispositif 1 conforme à l'invention est avantageux puisqu'il évite de recourir à des capteurs ou à des jauges spécifiques pour estimer les paramètres du modèle d'actionneur, et n'a donc pas d'impact négatif sur le bilan de masse. Par exemple, sans l'estimation conforme à l'inven- tion, il serait nécessaire d'installer un capteur spécifique pour mesurer la température du fluide hydraulique et ainsi estimer l'évolution de Ka en fonction du temps. Comme les paramètres varient en fonction du temps, on peut écrire le modèle (4) de la manière suivante : _2 V(t) = VO(t) 01(t) _ 82(t) s AP ref + 03(t).VO(t)2 s (5) De manière générale, un système dynamique peut être décrit par des éléments u(t), x(t) et y(t), avec u(t) une consigne d'asservissement (à savoir les lois de pilotage dans la présente invention), y(t) la sortie mesu- rée (à savoir la position mesurée de la gouverne 3), et x(t) l'état du système (variable interne dans la représentation d'état). Dans la présente invention, l'état du système est la position (vraie) de la gouverne 3. Le modèle (5) décrit ci-dessus devient donc : _ _, 02(t) 2 APref + 03(t)VO(t)2 (nt) - s (6) s y(t) = x(t) + bruit d' observation La position mesurée de la gouverne 3 est la position vraie entachée d'un bruit d'observation (lié à l'instrumentation).

VO correspond à la vitesse commandée par le calculateur 10 et représente donc l'objectif de "vitesse" que l'on cherche à atteindre. Elle correspond à la conversion en mm/s du courant i(t) émis par le calculateur 10 vers l'actionneur 5. On a donc l'expression suivante : VO(t) = Kci.i(t) = KciK(u(t) û y(t)) dans laquelle : K est le gain de l'asservissement ; û u(t) û y(t) représente l'erreur d'asservissement ; et Kci est le gain qui permet la conversion du courant i en vitesse V, sim- ple pente ou multi-pentes, avec des saturations. Un exemple de gain Kci est représenté sur la figure 4. Finalement, la dynamique de l'évolution de l'état s'écrit : { *(t) = KciK(u(t) y(t)) û 03(t)(KciK(u(t) y(t))) û S Pour passer du modèle physique (5) au modèle d'état (7), la première équation du modèle (7) doit traduire uniquement la dynamique de l'évolution d'état et l'on doit remplacer y(t) par x(t). La deuxième équation concerne uniquement la mesure. Le modèle d'état s'écrit donc : x(t) = KciK(u(t) û x(t 03(t)(KciK(u(t) û x(t))) OP ref + S Dans le cas d'un vecteur e fixe, on a remarqué qu'en cas de forte dynamique sur l'ordre de la loi, le modèle devenait moins précis. La solu- 12 02(t) e1(t) ù S AP ref + y(t) = x(t) + bruit d' observation (7) 02(t) 2 e1(t) û S (8) y(t) = x(t) + bruit d' observation20 tion conforme à la présente invention consiste à déterminer un modèle d'actionneur plus précis en estimant, en temps réel, conjointement l'état du système [à savoir la position (théorique) de la gouverne 3] et les para-mètres OP, Faero et Ka qui sont variables. Les paramètres estimés sont mis à jour à chaque pas de calcul des moyens 19 et injectés dans le modèle. Soit la décomposition de y suivante : y= +e où @ est la sortie du modèle, c'est-à-dire la position (théorique) estimée de la gouverne 3, et e l'erreur de modélisation, appelée aussi résidu, qui résulte de l'approximation de y par @ (c'est-à-dire la partie des données qui n'est pas représentée par le modèle). Le modèle (8) peut alors s'écrire, en discret, sous la forme d'une représentation d'état non linéaire dite "augmentée" : x(k + 1) = f(x(k), u(k), v(k), 0(k)) (9) y(k) = g(x(k), w(k), 0(k-) La première équation est appelée équation d'état, et la deuxième équation est appelée équation d'observation. x(k) représente le vecteur d'état augmenté. Il contient la position modélisée ÿ et le vecteur 0 de paramètres à estimer. II est donc de dimension 4. f et g sont des fonctions non linéaires, v représente le bruit d'état et w le bruit d'observation. w et v sont des bruits exogènes, rajoutés de façon artificielle pour représenter les phénomènes non modélisés à travers le modèle d'état, qui est forcé-ment imparfait. On suppose que w et v sont des bruits blancs stationnai- res dont les matrices de covariance s'écrivent : Q = E {v(k)v(k)T } R = E {w(k)w(k)T } (10) Ces matrices sont utilisées comme des paramètres de réglage pour contrôler la qualité des prédictions, comme précisé ci-dessous. Chaque paramètre est modélisé par une équation d'état dynamique : Oi(k+ 1) =Oi(k) +vi(k) On sait que le problème d'estimation récursive d'un état peut être formulé comme un problème de filtrage non linéaire. A partir de la connaissance des incertitudes du modèle et des me-sures, le filtre estime, de façon optimale (au sens du minimum de va- riance), l'état augmenté et sa matrice de covariance. Pour résoudre les équations de filtrage, on utilise une approximation polynomiale. II s'agit d'estimer, par un polynôme, une approximation non linéaire obtenue avec une version multidimensionnelle de la formule d'interpolation de Stirling. Cette méthode est bien adaptée au présent problème, car elle ne nécessite pas le calcul des Jacobiens (contrairement, par exemple, au filtrage de Kalman), et elle est simple à mettre en oeuvre, et facilement programmable et re-paramétrable. L'algorithme AE d'estimation adaptative qui est mis en oeuvre par les moyens 19 et qui est représenté schématiquement sur la figure 3, comporte principalement deux parties P1 et P2, à savoir une phase d'initialisation P1, suivie d'un cycle de filtrage P2 qui comporte des phases d'estimation, de mise à jour et de prédiction. Sur la figure 3, on a également représenté la prise en compte par l'algorithme AE de paramètres de réglages Q et R (E2).

Les entrées (E1) de cet algorithme AE sont la consigne (ou loi de pilotage) et la position mesurée de la gouverne 3. Le résultat (P3) est une estimation à l'instant k+ 1 de l'état augmenté, donc de la position de la gouverne 3 et des paramètres du modèle. Le synopsis de l'algorithme AE est le suivant : A/ étape 1 (P1) : opérations d'initialisation, k = 0 : initialisation du vecteur d'état x0 et de sa matrice de covariance PO ; et initialisation des paramètres de réglage Q et R ; B/ étape 2 (P2) : cycle estimation/mise à jour/prédiction : a) mise à jour a posteriori (c'est-à-dire au moment de la mesure) de l'équation d'observation y(k) = g(x(k), w(k), 0(k)) ; b) factorisation de Cholesky de la covariance de l'erreur d'estimation a posteriori et prédiction du vecteur d'état à l'instant k ; c) mise à jour a priori (c'est-à-dire faire une prédiction, et estimer entre deux mesures) ; et d) estimation a priori du vecteur d'état étendu. Itérer k et revenir à la première étape a). On présente ci-après une description détaillée dudit algorithme AE.

Concernant l'étape 1 (P1) [opérations d'initialisation, k=0], elles com-prend les opérations suivantes : Al / initialisation du vecteur d'état x0 et de sa matrice de covariance P0. Initialiser le vecteur d'état x0 revient à initialiser les paramètres va-riants et la position de la gouverne 3. Pour les paramètres variants AP et Ka, la val-eur d'initialisation est la valeur moyenne la plus probable, celle correspondant à un fonctionnement dans des conditions normales. Pour le paramètre variant Faero, on choisit la valeur nulle correspondant à la valeur de l'avion au sol. Cette première étape peut se faire hors-ligne, une seule et unique fois (on choisit comme valeur ini- tiale des constantes). La position initiale est celle mesurée par le capteur 8, 9 à l'instant k =O. On considère la première mesure qui est valide, c'est-à-dire une mesure qui peut-être différente de zéro. Cette dernière initialisation se fait donc en ligne.

PO représente le degré d'incertitude accordé à l'état initial. Il est choisi de forme diagonale avec des valeurs très faibles ; A2/ initialisation des paramètres de réglage Q et R. Dans le cas général, le bruit d'état v agit sur les paramètres du modèle (de dimension 3 dans la présente application), sur l'équation d'état (position de la gouverne 3, de dimension 1), sur la consigne d'asservissement u (loi de commande, de dimension 1), ainsi que sur le modèle global de l'actionneur 5 (de dimension 1). La matrice Q est donc une matrice carrée de dimension 6. lI est toujours possible, si cela est justifié pour l'une des variables concernées (paramètres, état, consigne, etc ...), d'attribuer une valeur numérique très faible à la composante correspondante dans la matrice Q, et de prendre en compte une dimension inférieure. La matrice R représente la variance du bruit de mesure w. Elle est de dimension 1. Q et R sont choisies diagonales. De façon simplifiée, Q et R représentent le degré de flexibilité (ou de confiance) que l'on accorde respectivement au modèle d'état et aux observations. Ces matrices entrent dans l'algorithme par leur décomposition de Cholesky. On rappelle que toute matrice définie positive A (c'est le cas de Q et de R) peut être décomposée comme A = XXT où X est une matrice triangulaire supérieure. Cette décomposition, souvent utilisée dans les algorithmes d'estimation paramétrique, permet d'assurer une très bonne robustesse numérique. La décomposition peut être obtenue par deux opéra- fions 01 et 02 successives : 01/ recherche des valeurs propres et des vecteurs propres de A :A = VDVt où V est la matrice de changement de base (contenant les vecteurs propres) et D est une matrice diagonale (les éléments diagonaux sont les valeurs propres de A) ; et 02/ calcul de X par la triangularisation de Householder de la matrice (V*Du2). La matrice Q est traitée comme un paramètre de réglage, un mécanisme de gestion de flexibilité qui permet de privilégier soit la consigne (l'ordre de la loi), soit la sortie, tout en limitant les possibilités de variation de chaque paramètre du fait des contraintes physiques agissant sur chacun d'eux. L'ordre de la loi étant considéré comme correct (des surveillances dédiées étant effectuées en amont), on garde une très grande confiance dans cette donnée, alors que la confiance dans la position mesurée est moins importante. En effet, dans l'estimation de la position, on ne veut pas être influencé par la présence d'une panne sur la position mesurée. On choisit donc pour Q une valeur très faible pour la composante représentant la position, et une valeur plus importante pour celle représentant l'ordre de la loi.

Pour la matrice R, on choisit également une valeur très faible, car les sorties mesurées sont très peu bruitées. II est à noter que l'initialisation des matrices Q, R et PO est réalisée de façon empirique, après un apprentissage sur des données réelles. La connaissance des bornes des paramètres est utile pour valider l'initialisation de Q. Par exemple, on sait que la pression hydraulique doit être supérieure à une certaine valeur minimale pour assurer un fonctionnement nominal de l'actionneur 5 et qu'elle ne peut excéder une valeur maximale. On connaît donc les bornes sur le paramètre A P. On peut ainsi déterminer l'intervalle de variation des paramètres : Kamin < Ka < Ka max OPmin < OP < OP max Faero min < Faero < Faeromax On peut donc regarder si, avec l'initialisation de Q choisie, les paramètres estimés restent dans l'intervalle défini ci-dessus. Si ce n'est pas le cas, on change l'initialisation de Q. Cette vérification est prépondérante dans le choix des paramètres d'initialisation des composantes de Q correspondant aux trois paramètres variants. Par ailleurs, on précise à présent l'étape 2 (P2) représentant un cycle d'estimation, de mise à jour et de prédiction. Les opérations suivantes se font en ligne. Le temps discret est noté k. Concernant la notation : on pose h2 = 3 ; pour tout vecteur a, na représente la dimension de a. En particulier : • nx = 4 (nombre de composantes du vecteur d'état, dimension de x) ; • nw = 1 (nombre de sources de bruit de mesures, dimension de R) ; • nv = 6 (nombre de sources de bruit d'état, dimension de Q) ; • ny = 1 (nombre de sorties) ; SA est la matrice issue de la décomposition de Cholesky de la matrice de covariance de la matrice A ; SAj est l'élément j de la matrice SA ; les variables u, x, y, f, g, v et w sont celles utilisées dans la représentation d'état augmentée (9) définie ci-dessus ; et x(k + 1) est l'estimation a priori du vecteur d'état étendu. On cherche le résultat de prédiction, c'est-à-dire : x(k + 1) = x(k + 1) . Comme indiqué ci-dessus, l'étape 2 (P2) comprend les opérations suivan- tes : a) mise à jour a posteriori de l'équation d'observation, c'est-à-dire détermination de ÿ(k) . Dans le cas général, on a : nx 2 ù h nx û nw V(k) = h2 g(û(k + 2h2 E g(x(k), hsxm(k)) + g(x(k),-hxm(k)) m=1 1 + Y g((k), hswm(k)) + g(5ûhswm(k)) 2h2 m=1 Or, dans notre cas nw = 1, l'expression précédente se réduit donc à : h2 ù V(k) = h2û nw g(û(k)) + 2h2 E g(x(k), hxm(k)) + g(x(k),ûhsxm(k)) m=1 + 2h2 g(x(k), hSw) + g(x(k),ûhSw)) avec Sw, fixe et de dimension 1, la décomposition de Cholesky de la matrice de covariance du bruit d'observation w, et sxm l'élément m de la matrice x, qui est la décomposition de Cholesky de la matrice de covariance de x(k) (calculé à l'instant précédent) ; 10 b) factorisation de Cholesky de la covariance de l'erreur d'estimation a posteriori et prédiction du vecteur d'état à l'instant k : b1 / calcul de Sy : Sy(k) = LS1y5-((k) S1yw(k) S2yx(k) S2yw(k) J avec, dans le cas général : 15 S1yx(k) = {S1yx(i, j)} = {Zh (gi(x(k), hsxj(k)) û gi(x(k),ûhsxj(k)

Slyw(k) = {Slyw(i, j)} = {2ù h (gi(x(k), hswj(k)) û gi(x(k),ûhswj(k)))} 2 S2yx(k) = 2h2 1 (gi(x(k), hsxj(k))+ gi(x(k),ûhxj(k)) û 2gi(3Z(k))) 2 S2yw(k) = _ 2h2 1 (gi(x(k), hswj(k)) + gi(x(k),ûhswj(k)) û 2gi(5Z(k))) 20 Dans le présent cas, les composantes de Sy présentent les dimensions suivantes : nw nx5 26 Styx : (ny x nx) soit (1x4) Slyw : (nyxnw) soit de dimension 1 S2y7( : (ny x nx) soit (1x4) S2yw : (nyxnw) soit de dimension 1 On a donc : S1yx(k) = 2h (g(x(k),hxj(k))û g(x(k),ûhsxj(k)))}; j =1,...,4 Slyw(k) = tù1 Zh (g(5(-(k), hSw) û g(x(k),ûhSw))} 2 S2yx(k) = ~2h2 (g(x(k),hsxj(k))+ g(x(k),ûhxj(k))û 2g(7(k))) ; j =1,...,4 10 S2yw(k) = 2h2 1 (g(x(k), hSw) + g(x(k),ûhSw) û 2gx(k))) b2/ calcul de la prédiction du vecteur d'état à l'instant k : soit L(k) = Pxy(k) [Sy(k)Sy(k)T J avec Pxy(k) = x(k)(S'yx(k))T La prédiction de l'état à l'instant k s'écrit :

15 x(k) = x(k) + L(k).(y(k) û V(k-)

et, en utilisant L(k) et les termes calculés à l'étape b1 précédente, on a : x(k) = [- x(k) û L(k).S1y ((k) L(k).S1yw(k) L(k).S2yx(k) L(k).S2yw(k)]

c) mise à jour a priori de l'état, grâce aux grandeurs calculées précédem-

ment : 2 nx 20 5-((k + 1) = h h2 û nv f(x(k), u(k)) + 2h2 E f(x(k), hsxm(k), u(k)) + f(x(k),ûhsxm(k), u(k)) m=1 nv + 2h2 E f(x(k), hsvm(k), u(k)) + f(x(k),ûhsvm(k), u(k)) m=15 d) on obtient alors le résultat suivant : x(k+1)= x(k+1) Le vecteur x(k + 1) a quatre composantes, à savoir la position estimée ÿ(k + 1) et une estimation du vecteur de paramètres 6(k + 1) .

Puis, on itère k (k = k + 1), et on recommence les opérations précédentes (à partir de l'étape a). Par ailleurs, ledit gain Kci présente généralement des saturations et il peut avoir plusieurs pentes. On détaille, à présent, le cas particulier d'un gain Kci à double pente (qui peut être généralisé à une seule pente ou à plus de deux pentes). Dans ce cas, on a, à titre d'illustration, la configuration représentée sur la figure 4 qui montre l'évolution de la vitesse V (exprimée par exemple en mm/s) en fonction du courant i (exprimé par exemple en mA). On définit trois zones (entre des valeurs imin et imax du courant i) : une zone Z1 de saturation, une zone Z2 correspondant à une pente a2, et une zone Z3 de pente a3. On associe à chacune de ces zones une équation d'état différente. Ces trois fonctions, notées f1, f2 et f3, sont utilisées alternativement suivant la valeur du courant d'asservissement K(u-y) : e1--S APref + 03(KciK(u ù y)) S e2 _2 fi = KciK(u û y) ; i = 1,2,3. Si le courant est supérieur à la valeur de saturation, la fonction f1 est dé-terminée en prenant KciK(u-y) égal à une constante dont le signe varie suivant le signe (noté "sign" ci-après) du courant saturé : KciK(u û y) = al .sign(K(u û y)) e1 fi = al .sign(K(u û y)) S LAe1 + 03(a1.sign(K(u û y)))2 S 02 1 2 Si le courant appartient à la zone Z3, la caractéristique courant-vitesse est une droite de pente a3 et d'ordonnée à l'origine nulle : 5 Kc3 = a3 f3 = a3K(u û y) 1 A2 -2 01--S ~P ref + 03(a3K(u û y))2 S Si le courant appartient à la zone Z2, la caractéristique courant-vitesse est composée de deux droites de pente égale mais d'ordonnée à l'origine dif- 10 férente : Kc2.K.(u-y) = a2.K.(u-y) + constante Si i > 0, avec i le courant d'asservissement, on obtient la fonction f2 sui-vante : f2 = (a2K(u û y) + b21) avec b21 la valeur déduite de l'intersection de la pente de la première zone Z2 (représentée sur la figure 4) avec l'axe des ordonnées.

2 02 01 S 03-(a2K(u û y) + b2 1)2 AP ref + S _ 15 En revanche, si i < 0, on obtient la fonction f2 suivante : _ 92 2 01- S e3(a2K(u ù y) + b22)2 f2 = (a2K(u ù y) + b22) APref + S avec b22 la valeur déduite de l'intersection de la pente de la seconde zone Z2 (représentée sur la figure 4) avec l'axe des ordonnées.

Claims (7)

REVENDICATIONS

1. Procédé de détection d'au moins une panne oscillatoire dans au moins une chaîne d'asservissement (2) en position d'au moins une gou- verne (3) d'un aéronef, ladite chaîne d'asservissement (2) faisant partie d'un système (4) de commandes de vol électriques de l'aéronef et com- portant : ladite gouverne (3) qui est mobile, et dont la position par rapport à l'aéronef est réglée par au moins un actionneur (5) ; ledit actionneur (5) qui règle la position de ladite gouverne (3), en fonction d'au moins un ordre d'actionnement reçu ; au moins un capteur (8, 9) qui mesure la position effective de ladite gouverne (3) ; et un calculateur (10) qui élabore un ordre de commande de gouverne, qui reçoit ladite position effective mesurée et qui en déduit un ordre d'ac- 15 tionnement qui est transmis audit actionneur (5), procédé selon lequel on réalise, de façon automatique et itérative, la suite d'étapes successives suivante : a) on estime, à l'aide dudit ordre de commande de gouverne qui alimente un modèle dudit actionneur (5), une position théorique correspondant à 20 une position de référence de ladite gouverne (3) en l'absence de panne ; b) on calcule la différence entre ladite position théorique estimée à l'étape a) et la position effective mesurée par ledit capteur (8, 9) de manière à former une valeur résiduelle ; et 25 c) on compare cette valeur résiduelle à au moins une valeur de seuil prédéterminée, on réalise un comptage de tous les dépassements successifs et alternés de ladite valeur de seuil prédéterminée par ladite valeur résiduelle, et, dès que le nombre résultant dudit comptage devient supérieur à un nombre prédéterminé, on détecte une panne oscillatoire qui représente un signal périodique de type sinusoïdal, dont la fréquence, l'amplitude et la phase suivent une loi uniforme, caractérisé en ce qu'à l'étape a), de façon automatique et itérative, on estime, de plus, à chaque itération, la valeur d'au moins un paramètre du modèle, en réalisant une estimation conjointe de l'état qui est illustré par ladite position théorique et de paramètres du modèle, et on incorpore la valeur ainsi estimée dans ledit modèle dans l'itération suivante.

2. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce qu'à l'étape a) : on utilise le modèle suivant : V(t) =VO(t).[(01(t) - 02(t)/S) / (APref + (03(t).VO(t)2/S))]12 dans lequel : ^ V(t) est une vitesse à estimer ; • VO(t) est une vitesse commandée par ledit calculateur (10) ; ^ S représente la surface d'une section transversale d'un piston (6) de l'actionneur (5) ; • APref représente une valeur de pression prédéterminée ; et • 01(t), 02(t) et 03(t) sont des paramètres ; on estime ladite position théorique, en calculant ladite vitesse V(t) à l'aide dudit modèle, puis en l'intégrant ; et on estime, de plus, les valeurs desdits paramètres 01(t), 02(t) et 03(t), que l'on incorpore dans ledit modèle à l'itération suivante.

3. Procédé selon la revendication 2, caractérisé en ce que : ledit paramètre 01 vérifie la relation : 01 =APd ù Pc ; APd est une pression d'alimentation différentielle aux bornes de l'actionneur (5) ; Pc est une pression d'ouverture de clapets d'isolation de l'actionneur (5) ; ledit paramètre 02 représente l'ensemble des forces aérodynamiques appliquées sur la gouverne (3) ; et ledit paramètre 03 représente un coefficient d'amortissement -qui per- met d'estimer un effort particulier engendré par l'actionneur (5).

4. Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce qu'à l'étape a) : ledit modèle est représenté sous forme d'une représentation d'état non linéaire augmentée, qui comprend une équation d'état et une équation d'observation ; lors d'une phase d'initialisation : • on initialise un vecteur d'état augmenté et sa matrice de covariance, ledit vecteur d'état augmenté contenant ladite position théorique et lesdits paramètres à estimer ; • on initialise des paramètres de réglage qui représentent des matrices de covariance de bruits illustrant des phénomènes non modélisés dans ledit modèle ; et lors d'une phase ultérieure, on réalise de façon itérative les opérations successives a, 3, y et 8 suivantes : a) pour une itération k quelconque, on met à jour a posteriori l'équation d'observation ; 13) on réalise une factorisation de Cholesky de la covariance de l'erreur d'estimation a posteriori et une prédiction du vecteur d'état à l'itération k ; 'y) on met à jour a priori le vecteur d'état ; et 8) on estime a priori le vecteur d'état de manière à obtenir une estima- tion de ladite position théorique et desdits paramètres.

5. Dispositif de détection automatique d'au moins une panne oscillatoire dans au moins une chaîne d'asservissement (2) en position d'au moins une gouverne (3) d'un aéronef, ladite chaîne d'asservissement (2) faisant partie d'un système (4) de commandes de vol électriques de l'aéronef et comportant : û ladite gouverne (3) qui est mobile, et dont la position par rapport à l'aéronef est réglée par au moins un actionneur (5) ; ù ledit actionneur (5) qui règle la position de ladite gouverne (3), en fonction d'au moins un ordre d'actionnement reçu ; au moins un capteur (8, 9) qui mesure la position effective de ladite gouverne (3) ; et un calculateur (10) qui élabore un ordre de commande de gouverne, qui reçoit ladite position effective mesurée et qui en déduit un ordre d'actionnement qui est transmis audit actionneur (5), ledit dispositif (1) comportant : des premiers moyens (19) pour estimer, de façon itérative, à l'aide du- dit ordre de commande de gouverne et d'un modèle, une position théo- rique correspondant à une position de référence de ladite gouverne (3) en l'absence de panne ; des deuxièmes moyens (21) pour calculer la différence entre ladite position théorique estimée par lesdits premiers moyens (19) et la position effective mesurée par ledit capteur (8, 9) de manière à former une va- leur résiduelle ; et des troisièmes moyens (23) pour : • comparer cette valeur résiduelle à au moins une valeur de seuil prédéterminée ; • réaliser un comptage de tous les dépassements successifs et alternés dudit seuil prédéterminé par ladite valeur résiduelle ; et • détecter une panne oscillatoire dès que le nombre résultant dudit comptage devient supérieur à un nombre prédéterminé, caractérisé en ce que lesdits premiers moyens (19) sont formés de manière à estimer, de plus, à chaque itération, la valeur d'au moins un para- mètre dudit modèle, en réalisant une estimation conjointe de l'état qui est illustré par ladite position théorique et de paramètres du modèle, la valeur ainsi estimée étant incorporée dans ledit modèle dans l'itération suivante.

6. Système de commandes de vol électriques d'un aéronef, ledit système (4) comportant au moins un moyen (Il) pour engendrer un ordre de commande de gouverne pour au moins une gouverne (3) de l'aéronef et au moins une chaîne d'asservissement (2) en position de cette gouverne (3), qui comprend : ù ladite gouverne (3) qui est mobile, et dont la position par rapport à l'aéronef est réglée par au moins un actionneur (5) ; - ledit actionneur (5) qui règle la position de ladite gouverne (3), en fonction d'au moins un ordre d'actionnement reçu ; au moins un capteur (8, 9) qui mesure la position effective de ladite gouverne (3) ; et un calculateur (10) qui élabore ledit ordre de commande de gouverne, qui reçoit ladite position effective et qui en déduit un ordre d'actionnement qui est transmis audit actionneur (5), caractérisé en ce qu'il comporte, de plus, au moins un dispositif (1) de détection d'au moins une panne oscillatoire dans ladite chaîne d'asservis- serrent (2), tel que celui spécifié sous la revendication 5.

7. Aéronef, caractérisé en ce qu'il comporte un système (4) de commandes de vol électriques, tel que celui spécifié sous la revendication 6.