L'invention concerne un dispositif et un procédé pour le contrôle actif du train d'atterrissage d'un aéronef. Selon l'art antérieur un train d'atterrissage, dit actif, est susceptible d'équiper un aéronef afin de contrôler la garde au sol dudit aéronef ou de modifier son angle 5 d'attaque au décollage. Ainsi, le document EP 1 958 872 décrit un train actif destiné à un hélicoptère et apte à contrôler de manière active la garde au sol et l'assiette dudit hélicoptère lorsque celui-ci est posé au sol. Le document EP 2 138 398 décrit un train actif destiné à contrôler, au cours du 10 décollage, l'angle d'attaque d'un avion en faisant varier la longueur dudit train. Selon ces deux exemples de réalisation de l'art antérieur, ces mécanismes de pilotage de la longueur du train sont installés sur le mécanisme d'entrée et de sortie du train d'atterrissage, ce qui signifie que le vérin utilisé pour le réglage de la hauteur du train est également celui qui assure la rentrée et la sortie dudit train. Ainsi, les 15 débattements visés sont limités par les cinématiques d'entrée et de sortie du train. De plus, la nécessité, pour des raisons de sécurité, de conserver une capacité de sortie du train par la simple action de la gravité, rend complexe les conditions de fonctionnement du circuit hydraulique de pilotage du vérin. Par ailleurs, bien que selon ces arts antérieurs le contrôle de la hauteur de train soit réalisé en boucle fermée par des 20 moyens actifs, la consigne de pilotage du train reste essentiellement statique et ces dispositifs de l'art antérieur ne sont pas utilisables à des fins d'amortissement en conditions dynamiques de sollicitation. L'invention concerne un aéronef comportant un train d'atterrissage actif comprenant : 25 a. une jambe, dite pilier, en liaison pivot avec la structure de l'aéronef ; b. une jambe, dite de support, en liaison pivot avec la jambe pilier selon un axe parallèle à l'axe de tangage de l'aéronef et portant un moyen de liaison au sol de l'aéronef ; c. un vérin apte à déplacer la jambe de support relativement à la jambe pilier 30 selon une rotation autour du pivot de liaison entre les deux jambes ; d. des moyens pour déplacer la jambe pilier par rapport à la structure de l'aéronef autour de l'axe de liaison pivot de cette jambe avec ladite structure. Ainsi, la jambe du train est scindée en deux jambes articulées l'une par rapport à l'autre et le mouvement de suspension active constitué par le déplacement relatif de la jambe de support par rapport à la jambe pilier est indépendant du mouvement de sortie 5 et de rétractation du train, de sorte que le déplacement piloté dudit train d'atterrissage est réalisable selon une large amplitude. Une telle course permet de limiter les efforts transmis à la structure de l'aéronef lors de l'atterrissage, et de compenser des phénomènes de charges longitudinales telles que le ballottement. Selon le mode de réalisation le train d'atterrissage objet de l'invention est lié à la structure de l'aéronef par 10 le fuselage ou la voilure. L'invention est avantageusement mise en oeuvre selon les modes de réalisation exposés ci-après, lesquels sont à considérer individuellement ou selon toute combinaison techniquement opérante. Selon un mode de réalisation avantageux, le vérin du train actif comprend une 15 chambre de compression et une chambre de détente, et l'aéronef objet de l'invention comporte : e. des moyens pour contrôler la pression dans la chambre de compression et dans la chambre de détente. Ainsi, le contrôle de la pression dans ces chambres permet de contrôler le profil 20 temporel de transmission des efforts du train d'atterrissage dans la structure de l'aéronef objet de l'invention. Avantageusement, l'aéronef objet de l'invention comprend : f. un accumulateur hydraulique de secours apte à alimenter le vérin, ledit accumulateur de secours étant logé dans un des tubes constituant la 25 jambe pilier ou la ferrure de liaison de ladite jambe avec la structure de l'aéronef. Et avantageusement, les moyens pour contrôler la pression dans les chambres du vérin comprennent un accumulateur oléopneumatique, ledit accumulateur étant logé dans un des tubes constituant la jambe pilier ou la ferrure de liaison de ladite jambe 30 avec la structure de l'aéronef. Ainsi le dispositif est compact. Selon un mode de réalisation, l'aéronef objet de l'invention comporte deux trains principaux actifs. Ce mode de réalisation permet de contrôler l'assiette de l'avion en roulage selon les axes de tangage et de roulis. Avantageusement, le train avant est également un train actif. Avantageusement, l'axe de la liaison pivot de la jambe pilier avec la structure de 5 l'aéronef est parallèle à l'axe de roulis. Ce mode de réalisation est plus particulièrement adapté aux trains principaux, et permet de rétracter ceux-ci dans les ailes selon un encombrement minimum. Selon un mode de réalisation particulier, la jambe de support comporte un patin de frottement. Ainsi, ledit patin est utilisable comme un appui supplémentaire de liaison 10 au sol de l'aéronef lorsque celui-ci est à l'arrêt ou en roulage. Avantageusement, la plage angulaire de déplacement relatif entre la jambe pilier et la jambe de support est comprise entre 0 ° et 90 °. Ce grand débattement permet de mettre en oeuvre toutes les variantes du procédé de pilotage objet de l'invention. L'invention concerne également un procédé de pilotage d'un aéronef selon 15 l'invention, lequel procédé comprend les étapes consistant à : i. en phase de cabrage lors du décollage ou de prise de contact à l'atterrissage, manoeuvrer les vérins des trains principaux actifs de sorte à augmenter la garde au sol et éviter le toucher de fuselage pour un angle d'incidence donné de l'aéronef. 20 Ainsi l'aéronef objet de l'invention est en mesure de décoller ou d'atterrir selon des angles d'incidence élevés. Avantageusement, le procédé objet de l'invention comprend une étape consistant à: ii. lors de la phase de freinage à l'atterrissage, manoeuvrer les vérins des 25 trains actifs de sorte à produire une incidence négative. Ainsi, la distance de freinage est raccourcie. Avantageusement, le procédé objet de l'invention comprend une étape consistant à: iii. lors des phases de roulage, de décollage, d'atterrissage, contrôler la 30 pression dans les chambres des vérins des trains actifs de sorte à modifier les paramètres de raideur et d'amortissement desdits trains. Ainsi le procédé objet de l'invention permet d'obtenir un amortissement actif et notamment de contrôler la garde au sol et les phénomènes de ballottement, permettant ainsi d'adapter les caractéristiques d'amortissement des trains et le comportement de l'avion en fonction de sa masse effective. Avantageusement, le procédé objet de l'invention comporte une étape 5 consistant à : iv. manoeuvrer les vérins des trains actifs de sorte à donner une impulsion verticale à l'aéronef au moment du décollage. Ainsi, ladite impulsion favorise la mise en vol. Avantageusement, le contrôle des caractéristiques des trains actifs de l'étape iii) 10 est réalisé en fonction d'un ou plusieurs paramètres de l'aéronef parmi, les vitesses et les accélérations de l'aéronef selon les axes x, y et z, les angles d'inclinaison, d'assiette et de dérive de l'aéronef et la masse de l'aéronef. Ainsi, le pilotage des trains actifs est anticipé en fonction des conditions d'évolution de l'aéronef. Avantageusement le contrôle des trains actifs de l'étape iii) est réalisé en fonction 15 d'un ou plusieurs paramètres relatif auxdits trains parmi, la position du piston du vérin, la température et la pression (462, 463) du fluide hydraulique dans les chambres des vérins, les caractéristiques de raideur et d'amortissement du moyen de liaison au sol. Ainsi, le pilotage est réalisé en boucle fermée. L'invention concerne également un procédé de pilotage d"un aéronef selon 20 l'invention, lequel procédé comprenant une étape consistant à : x. manoeuvrer les vérins des trains principaux actifs de manière dissymétrique Cette manoeuvre réalisée en roulage permet de balancer les efforts latéraux et de réaliser des virages à haute vitesse, améliorant ainsi la manoeuvrabilité de l'aéronef. 25 Réalisée en vol, cette manoeuvre permet de compléter l'action des gouvernes dans certaines manoeuvres. L'invention concerne également un procédé de pilotage d'un aéronef selon l'invention, lequel procédé comporte une étape consistant à : y. manoeuvrer le vérin du train actif de sorte à appliquer le patin au sol. 30 Réalisée en phase de roulage cette manoeuvre permet de réaliser un freinage de secours. Réalisée à l'arrêt elle constitue un frein de stationnement sur ledit patin. Selon un mode de réalisation particulier de ce procédé, l'étape y) est réalisée étant réalisée à l'arrêt, la manoeuvre du vérin est poursuivie jusqu'à décoller le moyen de liaison au sol du sol. Ainsi décollé du sol ledit moyen de liaison est facilement l'objet d'opération de maintenance, telles que le changement dudit moyen ou la maintenance des disques de freinage.The invention relates to a device and a method for the active control of the landing gear of an aircraft. According to the prior art a so-called active landing gear is capable of equipping an aircraft to control the ground clearance of said aircraft or to modify its take-off angle of attack. Thus, the document EP 1 958 872 describes an active train intended for a helicopter and able to actively control the ground clearance and attitude of said helicopter when it is placed on the ground. EP 2 138 398 discloses an active train for controlling, during take-off, the angle of attack of an aircraft by varying the length of said train. According to these two examples of embodiment of the prior art, these mechanisms for controlling the length of the train are installed on the landing gear input and output mechanism, which means that the jack used for the adjustment of the landing gear height of the train is also the one that ensures the return and exit of said train. Thus, the 15 deflections targeted are limited by the kinematics of entry and exit of the train. In addition, the need, for reasons of safety, to maintain a train output capacity by the simple action of gravity, makes the operating conditions of the hydraulic control circuit of the cylinder difficult. Furthermore, although according to these prior art the control of the height of the train is carried out in a closed loop by active means, the driving instruction of the train remains essentially static and these devices of the prior art can not be used for depreciation purposes under dynamic conditions of solicitation. The invention relates to an aircraft comprising an active landing gear comprising: a. a leg, said pillar, in pivot connection with the structure of the aircraft; b. a leg, said support, in pivot connection with the pillar leg along an axis parallel to the pitch axis of the aircraft and carrying a ground connection means of the aircraft; vs. a jack adapted to move the support leg relative to the pillar leg 30 in a rotation about the connecting pivot between the two legs; d. means for moving the pillar leg relative to the structure of the aircraft around the pivot connection axis of this leg with said structure. Thus, the leg of the train is split into two legs articulated relative to each other and the active suspension movement constituted by the relative displacement of the support leg relative to the pillar leg is independent of the output movement 5 and retracting the train, so that the controlled movement of said landing gear is achievable in a wide range. Such a stroke makes it possible to limit the forces transmitted to the structure of the aircraft during the landing, and to compensate for longitudinal load phenomena such as sloshing. According to the embodiment of the landing gear object of the invention is related to the structure of the aircraft by the fuselage or the wing. The invention is advantageously implemented according to the embodiments described below, which are to be considered individually or in any technically operative combination. According to an advantageous embodiment, the actuator of the active train comprises a compression chamber and an expansion chamber, and the aircraft which is the subject of the invention comprises: e. means for controlling the pressure in the compression chamber and in the expansion chamber. Thus, the control of the pressure in these chambers makes it possible to control the temporal profile of transmission of the forces of the landing gear in the structure of the aircraft object of the invention. Advantageously, the aircraft which is the subject of the invention comprises: f. an emergency hydraulic accumulator capable of supplying the cylinder, said emergency accumulator being housed in one of the tubes constituting the abutment leg or the connecting fitting of said leg with the structure of the aircraft. And advantageously, the means for controlling the pressure in the chambers of the jack include an oleopneumatic accumulator, said accumulator being housed in one of the tubes constituting the pillar leg or the connecting fitting of said leg with the structure of the aircraft. Thus the device is compact. According to one embodiment, the aircraft object of the invention comprises two main active trains. This embodiment makes it possible to control the attitude of the aircraft while taxiing along the axes of pitch and roll. Advantageously, the front axle is also an active train. Advantageously, the axis of the pivot connection of the pillar leg with the structure of the aircraft is parallel to the roll axis. This embodiment is more particularly suitable for main trains, and retracts them in the wings in a minimum footprint. According to a particular embodiment, the support leg comprises a friction pad. Thus, said pad is usable as an additional ground support 10 of the aircraft when it is stopped or taxiing. Advantageously, the angular range of relative displacement between the pillar leg and the support leg is between 0 ° and 90 °. This large displacement makes it possible to implement all the variants of the control method that is the subject of the invention. The invention also relates to a method of piloting an aircraft according to the invention, which method comprises the steps of: i. in the pitch-up phase during take-off or landing on landing, maneuver the cylinders of the main active trains so as to increase the ground clearance and avoid the fuselage touch for a given angle of incidence of the aircraft. Thus the aircraft object of the invention is able to take off or land at high angles of incidence. Advantageously, the method which is the subject of the invention comprises a step of: ii. during the landing braking phase, operate the cylinders of the 25 active trains so as to produce a negative impact. Thus, the braking distance is shortened. Advantageously, the method which is the subject of the invention comprises a step consisting in: iii. during the taxiing, take-off and landing phases, check the pressure in the chambers of the jacks of the active trains so as to modify the stiffness and damping parameters of said trains. Thus, the method that is the subject of the invention makes it possible to obtain active damping and in particular to control the ground clearance and the sloshing phenomena, thus making it possible to adapt the damping characteristics of the trains and the behavior of the aircraft according to of its effective mass. Advantageously, the method which is the subject of the invention comprises a step consisting in: iv. operate the cylinders of the active trains so as to give a vertical impulse to the aircraft at the time of take-off. Thus, said pulse promotes the setting in flight. Advantageously, the control of the characteristics of the active trains of step iii) is carried out as a function of one or more parameters of the aircraft among, the speeds and the accelerations of the aircraft along the x, y and z axes, the angles of inclination, attitude and drift of the aircraft and the mass of the aircraft. Thus, the steering of active trains is anticipated according to the conditions of evolution of the aircraft. Advantageously, the control of the active trains of step iii) is carried out as a function of one or more parameters relating to said trains among, the position of the piston of the cylinder, the temperature and the pressure (462, 463) of the hydraulic fluid in the chambers of the cylinders, the characteristics of stiffness and damping of the ground connection means. Thus, the driving is done in closed loop. The invention also relates to a method for controlling an aircraft according to the invention, which method comprises a step consisting in: x Maneuvering the cylinders of the main active trains in an asymmetrical manner This maneuver made in rolling makes it possible to balance the lateral forces and to make turns at high speed, thus improving the maneuverability of the aircraft 25 Performed in flight, this maneuver makes it possible to complete the action of the control surfaces in certain maneuvers, and the invention also relates to a method of piloting an aircraft. according to the invention, which method comprises a step of: y.maneuvering the cylinder of the active train so as to apply the pad to the ground 30. Realized in the rolling phase this maneuver allows for an emergency braking. stopping it constitutes a parking brake on said pad According to a particular embodiment of this method, step y) is carried out as carried out the judgment, the operation of the jack is continued until take off the connecting means on the ground soil. Thus taken off the ground said connecting means is easily the object of maintenance operation, such as the change of said means or the maintenance of the braking discs.
L'invention est exposée ci-après selon ses modes de réalisation préférés, nullement limitatifs, et en référence aux figures 1 à 8, dans lesquelles : - la figure 1 et une vue en perspective d'un exemple de réalisation du train d'atterrissage principal d'un aéronef objet de l'invention ledit train étant en extension maximale ; - la figure 2, montre selon une vue en perspective le train de la figure 1 en position d'extension minimale ; - la figure 3, représente selon une vue en perspective le train des figures 1 et 2 en position d'extension intermédiaire ; - la figure 4 est une représentation schématique d'un exemple de réalisation des moyens de pilotage du train d'atterrissage d'un aéronef selon l'invention , - la figure 5 montre selon une vue de profil un exemple de réalisation d'un aéronef objet de l'invention, figure 5A lorsque le train principal est en position d'extension minimale, figure 5B lorsque le train est position d'extension maximale et l'aéronef cabré ; - la figure 6 représente un aéronef selon un mode de réalisation de l'invention avec un train principal actif en position d'extension maximale à l'atterrissage après l'arrondi ; - la figure 7 est une vue de profil d'un exemple de réalisation d'un aéronef selon l'invention, dont le train principal actif est en position d'extension intermédiaire ; - et la figure 8 montre, selon une vue arrière, un exemple de réalisation d'un aéronef selon l'invention comportant deux trains principaux actifs dans des positions d'extension dissymétriques. Figure 1, selon un exemple de réalisation l'aéronef objet de l'invention comporte un train d'atterrissage, lié à la structure de l'aéronef par une ferrure (120) réalisant une liaison pivot d'axe (125) parallèle à l'axe de roulis dudit aéronef. Selon cet exemple de réalisation le train est en position de train principal et lié à la structure de la voilure de l'aéronef. La jambe (130) dudit train, comprend deux portions (131, 132) articulées entre elles selon une liaison pivot d'axe (135) parallèle à l'axe de tangage dudit aéronef. La première (131) portion, dite pilier, est liée à la ferrure (120) d'articulation avec la structure de l'aéronef et rigidifiée par un contreventement (133) également lié et en liaison pivot par rapport à ladite ferrure (120). La seconde (132) portion, site de support, porte le moyen de liaison au sol (140) de l'aéronef, c'est-à-dire une roue selon cet exemple de réalisation. Cette seconde (132) portion est liée à une de ses extrémités par une liaison pivot à la jambe (131) pilier et liée à la ferrure (120) d'articulation avec la structure de l'aéronef par un vérin (150) dit amortisseur, hydraulique ou oléopneumatique. Selon cet exemple de réalisation, le train d'atterrissage objet de l'invention est représenté dans une configuration de train à roue tirée. Cette configuration est la plus favorable pour la mise en oeuvre de l'invention mais l'homme du métier adapte facilement le principe à une autre configuration. Selon cet exemple de réalisation la jambe (130) et le contreventement (133) sont manoeuvrés pour les opérations de sortie et de rétractation du train par un vérin (160) de relevage, indépendant. Cet exemple de réalisation est plus particulièrement adapté à un train principal lié à la voilure de l'aéronef. Combiné à la capacité de repli de la jambe (130) autour de l'axe (135) de pivot, ce mode de réalisation permet de ranger le train dans un volume réduit. Selon cet exemple de réalisation, lorsque le vérin (150) amortisseur est en 20 configuration déployée, tige sortie, la jambe (131) pilier et la jambe (132) de support sont sensiblement alignées et le train d'atterrissage de l'aéronef objet de l'invention est en configuration d'extension maximale. Figure 2, lorsque le vérin (150) est en position rétractée, tige rentrée, la jambe (131) pilier et la jambe (132) de support sont orientées l'une par rapport à l'autre d'un 25 angle proche de 90 ° et le train d'atterrissage de l'aéronef objet de l'invention est en configuration d'extension minimale. La jambe (132) de support comporte un patin (232) constitué d'un matériau sélectionné pour ses propriétés de friction et d'abrasion. Ainsi lorsque le train d'atterrissage se trouve en position d'extension minimale, ledit patin (232) frotte sur le sol en même temps que la roue (140) reste en contact avec le sol et 30 procure un freinage. Selon un mode de réalisation particulier, le débattement angulaire autorisé entre la jambe (131) pilier et la jambe (132) support est telle que, le patin (232) étant appliqué au sol, le moyen (140) de liaison est décollé du sol. Ainsi, selon un exemple de réalisation où ledit moyen (140) de liaison au sol est une roue, cette configuration permet la réalisation d'opération de maintenance sur ladite roue, sans avoir recours à un cric. Figure 3, en position d'extension intermédiaire, entre la position d'extension 5 maximale et la position d'extension minimale du train d'atterrissage celui-ci permet un débattement vertical important, permettant ainsi d'absorber le choc à l'atterrissage sur une longue course de sorte à réduire les contraintes sur la structure de l'aéronef. À cette fin, le train d'atterrissage de l'aéronef objet de l'invention comprend des moyens pour piloter de manière dynamique le vérin (150). À titre d'exemple non limitatif, un 10 ensemble (350) de clapets et de servovalves associés à une pompe et un accumulateur oléopneumatique placé à l'intérieur du tube (131) de la jambe pilier, permettent de contrôler l'extension du vérin (150) et ses caractéristiques de raideur et d'amortissement afin de les adapter aux situations. Figure 4, à titre d'exemple, le vérin (150) comprend une chambre (451), dite de 15 compression, dont le volume est réduit par le passage du train en extension minimale et une chambre (452), dite de détente, dont le volume est réduit lors du passage du train en extension maximale. Les deux chambres sont remplies d'un fluide hydraulique sous pression et sont en connexion hydraulique avec un accumulateur (431) oléopneumatique. Le déplacement de la tige du vérin (150) entraîne le passage du 20 fluide hydraulique d'une chambre à l'autre, le système fonctionnant, selon cet exemple de réalisation, à volume de fluide hydraulique constant. Le débit de passage d'une chambre à l'autre du vérin ainsi que la pression de fluide résultant dans lesdites chambres est piloté, d'une part, par des servovalves (411, 412) et, d'autre part, par l'intermédiaire d'une pompe (440) et d'un distributeur (441). L'ensemble est piloté par 25 un calculateur (450). Ledit calculateur comprend en mémoire une modélisation du train d'atterrissage permettant de déterminer la pression et les débits entre les chambres (451, 452) du vérin en fonction de la position de celui-ci et des caractéristiques de raideur et d'amortissement visées. Ainsi, le calculateur commande les moyens (440, 441, 411, 412) de pilotage du train en fonction de données d'entrées liées aux 30 conditions d'évolution de l'aéronef, telles que les vitesses (451, 452, 453) de l'aéronef selon les axes x, y et z, les accélérations selon ces mêmes axes, les angles de dérive, d'assiette et d'inclinaison, et la masse de l'aéronef, ou de paramètres mesurés sur le vérin (150) tels que la position (461) du piston, ou les pressions (462, 463) dans les chambres de détente et de compression ou encore la température du fluide hydraulique, ou les caractéristiques de raideur et d'amortissement des moyens de liaison au sol, par exemple au moyen de la pression dans les pneumatiques, sans que 5 ces listes ne soient exhaustives. Ce contrôle actif permet d'adapter la réponse des trains en fonction de la masse de l'aéronef, notamment à l'atterrissage, et ainsi, apr exemple, d'offrir plus de souplesse dans la gestion de la masse de carburant embarquée, particulièrement dans le cas de vols comportant de nombreuses escales, l'aéronef étant apte à atterrir dans de bonne conditions avec une masse de carburant 10 importante. Afin de pallier une défaillance de la pompe (440), le dispositif de commande comporte, selon cet exemple de réalisation un accumulateur (420) hydraulique de secours. Selon un exemple de réalisation, ledit accumulateur (420) de secours est avantageusement logé dans la ferrure d'articulation du train réalisant la liaison avec la 15 structure de l'aéronef, afin de gagner en compacité. Figure 5, selon un exemple de réalisation, l'aéronef (500) objet de l'invention comprend deux trains (531, 532) actifs comme trains principaux. La manoeuvre de ces trains permet d'agir sur les déplacements de l'aéronef selon les axes x, y et z définis dans un repère lié à l'aéronef. L'axe x est l'axe longitudinal sensiblement parallèle à la 20 plus grande dimension du fuselage sur un avion. La rotation autour de l'axe x est définie comme le roulis mesuré par l'angle d'inclinaison. L'axe y est l'axe transversal sensiblement parallèle au plan de voilure et perpendiculaire à l'axe x sur un avion. La rotation autour de l'axe y est définie comme le tangage, mesuré par l'angle d'assiette. L'axe z est perpendiculaire aux deux autres, la rotation autour de cet axe est définie 25 comme le lacet mesuré par l'angle de dérive. Figure 5A, en situation de décollage, l'aéronef prend de la vitesse les trains (531, 532) principaux étant en position d'extension réduite, sans contact du patin avec le sol. Figure 5B, au moment du cabrage, les trains sont pilotés pour se placer en position d'extension maximale, ainsi l'angle (501) d'incidence au décollage est 30 augmenté sans risque de toucher du fuselage ou « tailstrike ». Le même principe d'extension maximale des trains (531, 532) actifs est utilisable à l'atterrissage au moment du contact au sol et avant l'arrondi, pour permettre, de la même manière, un angle (501) d'incidence élevé sans risque de toucher de fuselage. Figure 6, lors de la poursuite de l'atterrissage et après l'arrondi, les trains (531, 532) principaux actifs sont avantageusement pilotés en extension maximale de sorte à orienter le fuselage de l'aéronef (500) selon un angle d'incidence (601) négatif et 5 favoriser le freinage aérodynamique. Cette position augmente la charge sur les roues des trains (531, 532) principal favorisant également le freinage sur ces trains. Figure 7, en conditions de roulage, les trains (531, 532) sont pilotés en position d'extension intermédiaire pour bénéficier de toute l'amplitude de débattement afin d'amortir les vibrations et de compenser les éventuels phénomènes de ballottement.The invention is explained below according to its preferred embodiments, in no way limiting, and with reference to FIGS. 1 to 8, in which: FIG. 1 and a perspective view of an embodiment of the landing gear principal of an aircraft object of the invention, said train being in maximum extension; - Figure 2 shows in a perspective view the train of Figure 1 in the minimum extension position; - Figure 3 shows in perspective view the train of Figures 1 and 2 in intermediate extension position; FIG. 4 is a schematic representation of an exemplary embodiment of the landing gear control means of an aircraft according to the invention; FIG. 5 shows, in a profile view, an embodiment of an aircraft. object of the invention, Figure 5A when the main train is in the minimum extension position, Figure 5B when the train is maximum extension position and the aircraft up; FIG. 6 represents an aircraft according to one embodiment of the invention with an active main gear in a position of maximum extension at landing after the rounding; - Figure 7 is a side view of an embodiment of an aircraft according to the invention, the active main gear is in the intermediate extension position; - And Figure 8 shows, in a rear view, an embodiment of an aircraft according to the invention comprising two main trains active in asymmetrical expansion positions. FIG. 1, according to an exemplary embodiment, the aircraft which is the subject of the invention comprises a landing gear linked to the aircraft structure by a fitting (120) providing a pivot pin connection (125) parallel to the roll axis of said aircraft. According to this embodiment the train is in the main gear position and linked to the structure of the wing of the aircraft. The leg (130) of said train comprises two portions (131, 132) hinged together in a pivot axis connection (135) parallel to the pitch axis of said aircraft. The first (131) portion, said pillar, is connected to the hinge (120) of articulation with the aircraft structure and stiffened by a brace (133) also connected and pivotally connected to said bracket (120) . The second (132) portion, support site, carries the ground connection means (140) of the aircraft, that is to say a wheel according to this embodiment. This second portion (132) is connected at one of its ends by a pivot connection to the pillar leg (131) and connected to the hinge (120) for articulation with the aircraft structure by a jack (150) said damper , hydraulic or oleo-pneumatic. According to this embodiment, the landing gear object of the invention is shown in a draw wheel configuration. This configuration is the most favorable for the implementation of the invention but the skilled person easily adapts the principle to another configuration. According to this embodiment, the leg (130) and the bracing (133) are operated for the output and retraction of the train operations by an independent jacking cylinder (160). This embodiment is more particularly adapted to a main gear linked to the wing of the aircraft. Combined with the ability of the leg (130) to fold around the pivot axis (135), this embodiment allows the train to be stored in a small volume. According to this exemplary embodiment, when the damper cylinder (150) is in the deployed configuration, with the rod extended, the leg (131) abutment and the support leg (132) are substantially aligned and the landing gear of the object aircraft of the invention is in the configuration of maximum extension. 2, when the ram (150) is in the retracted position, with the rod retracted, the leg (131) and support leg (132) are oriented relative to each other by an angle close to 90.degree. ° and the landing gear of the aircraft object of the invention is in minimum extension configuration. The support leg (132) has a shoe (232) made of a material selected for its friction and abrasion properties. Thus, when the landing gear is in the minimum extension position, said pad (232) rubs on the ground at the same time as the wheel (140) remains in contact with the ground and provides braking. According to a particular embodiment, the authorized angular displacement between the leg (131) pillar and the leg (132) support is such that, the pad (232) being applied to the ground, the means (140) of connection is off the ground . Thus, according to an exemplary embodiment wherein said means (140) of ground connection is a wheel, this configuration allows the realization of maintenance operation on said wheel, without resorting to a jack. 3, in the intermediate extension position, between the maximum extension position and the minimum extension position of the landing gear, this allows a large vertical deflection, thus allowing the shock to be absorbed on landing. on a long run so as to reduce the stresses on the structure of the aircraft. To this end, the landing gear of the aircraft object of the invention comprises means for dynamically driving the jack (150). By way of nonlimiting example, a set (350) of valves and servovalves associated with a pump and an oleopneumatic accumulator placed inside the tube (131) of the pillar leg, make it possible to control the extension of the jack (150) and its stiffness and damping characteristics to adapt them to situations. 4, by way of example, the jack (150) comprises a chamber (451), referred to as a compression chamber, whose volume is reduced by the passage of the train in minimum extension and a so-called expansion chamber (452), whose volume is reduced during the passage of the train in maximum extension. Both chambers are filled with a hydraulic fluid under pressure and are in hydraulic connection with an accumulator (431) oleopneumatic. The displacement of the cylinder rod (150) causes the hydraulic fluid to pass from one chamber to another, the system operating, according to this exemplary embodiment, with a constant hydraulic fluid volume. The flow rate of passage from one chamber to the other of the cylinder as well as the resulting fluid pressure in said chambers is controlled, on the one hand, by servovalves (411, 412) and, on the other hand, by the intermediate of a pump (440) and a distributor (441). The assembly is driven by a calculator (450). Said computer comprises in memory a modeling of the landing gear for determining the pressure and flow rates between the chambers (451, 452) of the cylinder according to the position thereof and the characteristics of stiffness and damping referred. Thus, the computer controls the means (440, 441, 411, 412) for controlling the train as a function of input data related to the conditions of evolution of the aircraft, such as the speeds (451, 452, 453). the aircraft along the x, y and z axes, the accelerations along these axes, the angles of drift, attitude and inclination, and the mass of the aircraft, or parameters measured on the cylinder (150 ) such as the position (461) of the piston, or the pressures (462, 463) in the expansion and compression chambers or the temperature of the hydraulic fluid, or the stiffness and damping characteristics of the ground connection means for example by means of pressure in the tires, without these lists being exhaustive. This active control makes it possible to adapt the response of the trains according to the mass of the aircraft, in particular to the landing, and thus, for example, to offer more flexibility in the management of the onboard fuel mass, particularly in the case of flights with many stops, the aircraft being able to land in good conditions with a large fuel mass 10. In order to overcome a failure of the pump (440), the control device comprises, according to this exemplary embodiment, a backup hydraulic accumulator (420). According to an exemplary embodiment, said backup battery (420) is advantageously housed in the hinge fitting of the train making the connection with the structure of the aircraft, in order to gain compactness. Figure 5, according to an exemplary embodiment, the aircraft (500) object of the invention comprises two trains (531, 532) active as main trains. Maneuvering these trains makes it possible to act on the movements of the aircraft along the x, y and z axes defined in a reference linked to the aircraft. The x-axis is the longitudinal axis substantially parallel to the largest dimension of the fuselage on an aircraft. The rotation around the x-axis is defined as the roll measured by the angle of inclination. The y-axis is the transverse axis substantially parallel to the sail plane and perpendicular to the x-axis on an aircraft. The rotation around the y axis is defined as the pitch, measured by the angle of attitude. The z axis is perpendicular to the other two, the rotation about this axis is defined as the yaw measured by the drift angle. 5A, in take-off situation, the aircraft is gaining speed the main trains (531, 532) being in a position of reduced extension, without contact of the pad with the ground. 5B, at the time of pitching, the trains are piloted to be in the maximum extension position, so the angle of departure (501) is increased without risk of touching the fuselage or "tailstrike". The same principle of maximum extension of the active trains (531, 532) is usable at landing at the time of the ground contact and before the rounding, to allow, in the same way, a high incidence angle (501). without risk of touching fuselage. 6, during the continuation of the landing and after the rounding, the trains (531, 532) main assets are advantageously controlled in maximum extension so as to orient the fuselage of the aircraft (500) at an angle of incidence (601) negative and 5 promote aerodynamic braking. This position increases the load on the wheels of the main trains (531, 532) also promoting braking on these trains. FIG. 7, under running conditions, the trains (531, 532) are driven in an intermediate extension position in order to benefit from the full range of travel in order to damp the vibrations and to compensate for possible sloshing phenomena.
10 Figure 8, selon un exemple de mise en oeuvre du procédé de pilotage objet de l'invention, les trains (531, 532) principaux sont sortis selon des extensions dissymétriques. Par exemple, l'un (531) des trains est en extension minimale alors que l'autre (532) est en extension maximale. Selon un premier mode de réalisation, ce mode de pilotage est mis en oeuvre en situation de roulage au sol. Ainsi, ce mode de pilotage 15 permet de réaliser des virages à grande vitesse et de dégager plus rapidement des pistes, notamment dans les aéroports à fort trafic. Selon un autre mode de réalisation, ce mode de pilotage est utilisé en vol et permet alors de générer un contrôle différentiel de la traînée et ainsi de compléter l'efficacité des gouvernes. Finalement selon un troisième mode de mise en oeuvre ce mode de pilotage est utilisé lorsque l'avion est au 20 parking afin de faciliter l'embarquement des passagers ou du fret.Figure 8, according to an exemplary implementation of the control method of the invention, the main trains (531, 532) are out according to asymmetrical extensions. For example, one (531) of the trains is in minimum extension while the other (532) is in maximum extension. According to a first embodiment, this control mode is implemented in taxi situation. Thus, this control mode 15 makes it possible to make high-speed turns and clear tracks more quickly, especially in high traffic airports. According to another embodiment, this control mode is used in flight and then makes it possible to generate a differential control of the drag and thus to complete the control surfaces efficiency. Finally, according to a third mode of implementation, this mode of piloting is used when the aircraft is in the parking lot in order to facilitate the boarding of passengers or freight.