FR2959316A1

FR2959316A1 - Procede et dispositif d'estimation automatique d'une vitesse air d'un avion

Info

Publication number: FR2959316A1
Application number: FR1001696A
Authority: FR
Inventors: Jean-Damien Perrie; Valerie Brivet; Aroman Stephane Saint
Original assignee: Airbus Operations SAS
Current assignee: Airbus Operations SAS
Priority date: 2010-04-21
Filing date: 2010-04-21
Publication date: 2011-10-28
Anticipated expiration: 2030-04-21
Also published as: FR2959316B1; US8552888B2; US20110264308A1

Abstract

- Procédé et dispositif d'estimation automatique d'une vitesse air d'un avion. - Le dispositif (1) comporte des moyens (10) pour enregistrer, en cas de détection d'un roulage au sol de l'avion, la dernière valeur de pression statique corrigée des effets aérodynamiques induits.

Description

La présente invention concerne un procédé et un dispositif d'estimation automatique d'une vitesse air d'un avion, en particulier d'un avion de transport. Elle concerne également une méthode et un système de gestion automatique de l'activation d'inverseurs de poussée d'un avion, comprenant respectivement un tel procédé et un tel dispositif. On sait qu'à bord d'un avion, il est important de connaître certaines informations relatives au vol de l'avion. Des techniques de mesures anémométriques permettent de connaître de telles informations, et notamment, la vitesse de l'avion, sa position dans l'espace par rapport à l'air, son altitude ainsi que des paramètres directs de l'air. Ces paramètres, dits paramètres anémoclinométriques, comprennent essentiellement : la pression totale ; la pression statique ; l'angle d'attaque qui représente l'angle entre la corde d'une aile de l'avion et la direction du flux d'air dans lequel avance l'avion ; l'angle de dérapage qui représente l'angle de l'écoulement d'air par rapport à la trajectoire de l'avion ; et la température totale TAT («Total Air Temperature» en anglais). Pour avoir accès à ces paramètres anémoclinométriques, les avions actuels emploient des instruments de mesure usuels, qui utilisent des propriétés liées à la dynamique de l'air environnant, à savoir généra- lement : des sondes de pression totale (tubes de Pitot) ; des sondes de pression statique pour mesurer la pression atmos- phérique ; des palettes ou girouettes pour déterminer les angles d'attaque et de dérapage ; et des sondes de température totale.

Ces instruments de mesure, et notamment ces sondes, sont directement reliés à des circuits ou calculateurs de l'avion. En particulier, les systèmes de navigation de l'avion comprennent, généralement, un ou plusieurs circuits primaires, de type ADIRU («Air Data Reference Inertial Unit» en anglais), et un ou éventuellement plusieurs circuits de secours («Standby» en anglais). Lesdits circuits primaires comportent chacun des moyens de traitement des données brutes, fournies par lesdites sondes, pour en déduire les paramètres anémoclinométriques nécessaires au bon fonctionnement de l'avion. En outre, ledit circuit secours est utilisé en cas 1 o de défaillance des circuits primaires (dans le but de pallier cette défaillance) ou pour lever un doute sur l'exactitude de paramètres primaires. On sait, par ailleurs, que les moteurs d'un avion sont généralement pourvus d'inverseurs de poussée. Un inverseur de poussée est un 15 dispositif permettant d'orienter vers l'avant la poussée exercée par un moteur à hélice ou à réaction dans le but de ralentir l'avion et de réduire les distances de freinage lors d'un atterrissage. Sur un moteur à réaction, des éléments mobiles sont déplacés de façon à obturer plus ou moins complètement la tuyère, ce qui dévie vers l'avant le flux des gaz chauds 20 de la turbine. Le déploiement des inverseurs de poussée influe sur l'écoulement aérodynamique autour des sondes de pression statique et peut se traduire par une diminution de la pression statique mesurée. Cette diminution de la pression statique entraîne une augmentation de la vitesse air affichée, qui 25 est calculée à partir de cette pression statique mesurée. Or, pour éviter une ré-ingestion de gaz chauds dans les moteurs, les inverseurs de poussée sont désactivés automatiquement en dessous d'une certaine vitesse air affichée. Par conséquent, si la vitesse air n'est pas optimalement indiquée, les inverseurs de poussée ne sont pas désactivés au bon moment, et l'avion peut être soumis à une ré-ingestion des gaz chauds. Plus précisément, lors de l'activation des inverseurs de poussée, il peut apparaître une surpression (ou une dépression) qui est générée par l'écoulement d'air chaud sur les sondes de pression statique, et qui implique une diminution (ou une augmentation) de la vitesse air corrigée de type CAS («Calibrated Airspeed» en anglais). Ainsi : en cas de dépression, la vitesse air corrigée CAS est surestimée et les inverseurs de poussée sont désactivés trop tard, ce qui a pour effet di- 1 o rect une ré-ingestion des gaz chauds ; et en cas de surpression, la vitesse air corrigée CAS est sous-estimée et les inverseurs de poussée sont désactivés plus tôt que nécessaire. Dans les deux cas, le freinage ou l'arrêt des inverseurs de poussée n'est pas optimisé. 15 La présente invention a pour objet de remédier aux inconvénients précités. Elle concerne un procédé pour estimer une vitesse air d'un avion, qui est particulièrement précise et qui n'est pas perturbée, notamment, par des effets engendrés par l'activation au sol d'inverseurs de poussée de l'avion. 20 A cet effet, selon l'invention, ledit procédé selon lequel on réalise, de façon automatique et répétitive, les opérations suivantes : on détermine la pression statique et la pression totale, à l'aide de mesures réalisées par des sondes qui sont montées sur l'avion ; et on calcule, à l'aide de ladite pression statique et de ladite pression to- 25 tale, une vitesse air qui représente la vitesse air estimée, est remarquable en ce que l'on réalise, de plus, de façon automatique, les opérations suivantes : ù on surveille des paramètres de l'avion de manière à pouvoir détecter un roulage au sol dudit avion ; et en cas de détection d'un roulage au sol de l'avion, on enregistre la dernière valeur de pression statique déterminée, et on met en oeuvre une correction en réalisant, de façon répétitive, les opérations suivantes : on détermine la pression totale, à l'aide de mesures réalisées par les sondes qui sont montées sur l'avion ; et on calcule, à l'aide de la pression totale ainsi déterminée et de ladite pression statique enregistrée, une vitesse air auxiliaire qui représente la vitesse air estimée. Ainsi, grâce à l'invention, lorsque l'avion roule au sol, après un atterrissage ou un décollage avorté, on gèle automatiquement la pression statique qui est utilisée pour estimer la vitesse air de sorte que la vitesse air estimée obtenue n'est pas touchée par les perturbations subies par les sondes de pression statique au sol, notamment suite à l'activation d'inverseurs de poussée.

On dispose ainsi à bord de l'avion d'une vitesse air estimée, en particulier une vitesse air corrigée de type CAS («Calibrated Airspeed» en anglais) ou une vitesse air indiquée de type IAS («Indicated airspeed» » en anglais), qui est particulièrement précise. Cette vitesse air estimée peut être utilisée par divers systèmes de l'avion. En particulier, elle peut être utilisée pour activer des inverseurs de poussée, comme précisé ci-dessous. Dans ce cas, on évite les problèmes précités de ré-ingestion de gaz chauds. De plus, le freinage est optimisé, et il n'apparaît pas de vieillissement accéléré ou système de freinage de l'avion. Par ailleurs, de façon avantageuse, on détecte un roulage au sol de l'avion lorsque au moins l'une des conditions suivantes est remplie : le train d'atterrissage de l'avion est dans un état compressé ; la vitesse sol de l'avion est inférieure à une valeur de vitesse prédéterminée ; l'avion est dans une phase au sol ; et ù la pression statique est sensiblement égale à celle correspondant à l'altitude d'un aéroport utilisé par l'avion. De préférence, notamment pour des raisons de fiabilité de la détection, un roulage au sol de l'avion est détecté lorsque plusieurs des conditions précédentes sont remplies simultanément. Par ailleurs, avantageusement, pour ne pas déclencher la correction conforme à l'invention dans une phase de vol ou dans une autre phase pour laquelle elle est inutile, on ne met pas en oeuvre ladite correction lorsque au moins l'une des conditions suivantes est remplie : le train d'atterrissage est dans un état décompressé ; la vitesse sol de l'avion est supérieure à une valeur de vitesse prédéterminée ; l'avion est dans une phase de vol ; et la correction a déjà été mise en oeuvre pendant une durée qui est supérieure à une durée prédéterminée. En outre, avantageusement, dans un mode de réalisation particulier, on peut prévoir de désactiver la mise en oeuvre d'une correction précédemment activée, lorsque au moins une condition particulière de désactivation est remplie, par exemple la vitesse sol de l'avion est supérieure à une valeur de vitesse prédéterminée. La vitesse air, estimée conformément à l'invention, peut donc être utilisée par divers systèmes de l'avion de sorte que plusieurs applications sont possibles. Dans une application préférée, on utilise ladite vitesse air estimée de l'avion dans une méthode de gestion automatique de l'activation d'inverseurs de poussée d'un avion, selon laquelle, lorsque les inverseurs de poussée sont activés : ù de façon automatique et répétitive, on compare ladite vitesse air estimée à une valeur de vitesse prédéterminée ; et ù dès que ladite vitesse air estimée devient inférieure à ladite valeur de vitesse prédéterminée, on désactive automatiquement lesdits inverseurs de poussée. Ainsi, la vitesse air estimée utilisée pour désactiver les inverseurs de poussée est optimisée de sorte que la désactivation automatique est mise en oeuvre au moment approprié, c'est-à-dire ni trop tôt ni trop tard. Ainsi, on évite les problèmes précités de ré-ingestion de gaz chauds qui peuvent exister dans les activations usuelles. De plus, le freinage est également optimisé, et il n'apparaît pas de vieillissement accéléré du 1 o système de freinage de l'avion. De préférence, les inverseurs de poussée sont activés de façon usuelle lorsque des conditions d'activation usuelles sont remplies. Toutefois, dans un mode de réalisation particulier, on active lesdits inverseurs de poussée lorsque les conditions relatives à un roulage au sol, 15 c'est-à-dire les conditions précitées destinées à déclencher la correction conforme à l'invention, sont remplies. La présente invention concerne également un dispositif d'estimation automatique d'une vitesse air d'un avion, en particulier d'un avion de transport. 20 A cet effet, selon l'invention, ledit dispositif du type comportant : des premiers moyens pour déterminer, de façon répétitive, la pression statique et la pression totale, à l'aide de mesures réalisées par des sondes qui sont montées sur l'avion ; et des moyens de calcul pour calculer, de façon répétitive, à l'aide de 25 ladite pression statique et de ladite pression totale, une vitesse air qui représente la vitesse air estimée, est remarquable en ce qu'il comporte, de plus : ù des moyens de surveillance pour surveiller des paramètres de l'avion de manière à pouvoir détecter un roulage au sol dudit avion ; ù des moyens d'enregistrement pour enregistrer, en cas de détection d'un roulage au sol de l'avion, la dernière valeur de pression statique déterminée par lesdits premiers moyens ; et - des moyens de correction pour calculer, de façon répétitive, en cas de détection d'un roulage au sol de l'avion, à l'aide de la pression totale déterminée en dernier par lesdits premiers moyens et de la pression statique enregistrée par lesdits moyens d'enregistrement, une vitesse air auxiliaire qui représente la vitesse air estimée. La présente invention concerne également : - un système de gestion de l'activation d'inverseurs de poussée d'un avion, qui comprend un dispositif tel que précité ; et/ou un aéronef, en particulier d'un avion de transport, qui comporte un tel système ou un tel dispositif. L'unique figure du dessin annexé fera bien comprendre comment l'invention peut être réalisée. Cette figure unique est le schéma synoptique d'un dispositif conforme à l'invention. Le dispositif 1 conforme à l'invention et représenté schématique-ment sur la figure est destiné à estimer automatiquement une vitesse air d'un avion (non représenté), en particulier d'un avion de transport, de manière à fournir une vitesse air qui est particulièrement précise et qui n'est pas perturbée, notamment, par des effets engendrés par l'activation au sol d'inverseurs de poussée de l'avion. Ledit dispositif 1 qui est embarqué, est du type comportant : ù un ensemble 2 de moyens usuels M1, M2,..., Mn, n étant un entier, qui sont montés sur l'avion, pour mesurer, de façon répétitive, des données permettant de déterminer notamment la pression statique et la pression totale existant dans l'environnement externe de l'avion. Ledit ensemble 2 comprend, notamment, des sondes de pression totale et des sondes de pression statique ; et des moyens de calcul 3 qui sont reliés par l'intermédiaire d'une liaison 4 audit ensemble 2 et qui sont formés de manière à calculer, de façon répétitive, à l'aide de ladite pression statique et de ladite pression totale, une vitesse air qui représente la vitesse air estimée. Cette vitesse air estimée peut être fournie par l'intermédiaire d'une liaison 5 à des systèmes utilisateurs (non représentés) de l'avion et/ou par l'intermédiaire d'une liaison 6 à des moyens 7, précisés ci-dessous, d'activation et de désactivation d'inverseurs de poussée de l'avion. Ladite pression statique et de ladite pression totale peuvent être 1 o calculées, à l'aide des données mesurées, au niveau dudit ensemble 2 ou au niveau d'une unité 8 qui comporte lesdits moyens de calcul 3. Cette unité 8 peut être une unité de référence inertielle et de données air, notamment de type ADIRU («Air Data Reference Inertial Unit» en anglais). En outre, ledit ensemble 2 peut également comporter des palettes ou 15 girouettes pour déterminer les angles d'attaque et de dérapage de l'avion, ainsi que des sondes de température totale. Le dispositif 1 peut réaliser, à l'aide notamment des moyens de calcul 3, en particulier les opérations suivantes : A/ calculer l'altitude barométrique H en fonction de la pression 20 statique P corrigée de l'effet du Mach et de l'angle d'attaque. Le calcul de l'altitude barométrique H à partir de la pression statique est réalisé à l'aide des expressions suivantes : si (P> 226.31881 mb), H =145447.2037 25 ù sinon : P 0.1902545722 \ 1-~1013.25~ H = 36089.23885 + 20805.85865111 ~226.31881\ P , i dans lesquelles : ù H est l'altitude standard ; et ù P est la pression statique moyenne corrigée de l'effet du Mach et de l'angle d'attaque (correction aérodynamique classique).

B/ calculer la pression statique moyenne corrigée de l'effet du Mach et de l'angle d'attaque (Ps = P), à l'aide de l'expression suivante : Ps=Psi.(1+G1 +G2) avec G1 un facteur de correction lié au Mach, G2 un facteur de correction lié à l'angle d'attaque, et Psi la mesure de la pression statique indiquée par la sonde de pression statique. C/ calculer une pression d'impact dynamique qui est définie par : Oc = Pt-Ps avec Pt la pression totale mesurée par le tube de Pitot. D/ calculer la vitesse air corrigée CAS, à l'aide de l'expression suivante : Po (Qc CAS = K avec K une constante et Po = 1013.25 mbar. E/ en outre, intégrer différents effets dans la pression statique. On peut calculer une pression statique corrigée de l'effet de sol : P -s- = Psi. (1 + G1 + G2 + Gground + GTrain ) avec Gground un facteur de correction lié à l'effet de sol et Gr.. un facteur de correction lié à l'effet du train d'atterrissage. F/ calculer la pression d'impact dynamique qui est définie par : Qc = Pt ù Ps avec Pt la pression totale mesurée par le tube de Pitot. G/ calculer la vitesse air indiquée IAS, à l'aide de l'expression suivante : IAS=K (c+1)'û1 Po avec K une constante et Po = 1013.25 mbar. Selon l'invention, pour déterminer une vitesse air estimée qui est particulièrement précise et qui n'est par perturbée, notamment, par des effets engendrés par l'activation au sol d'inverseurs de poussée de l'avion, ledit dispositif 1 comporte, de plus, comme représenté sur la figure : des moyens de surveillance 9, précisés ci-dessous, pour surveiller des paramètres de l'avion de manière à pouvoir détecter un roulage au sol dudit avion ; des moyens d'enregistrement 10 pour enregistrer, sur un support d'enregistrement 11 usuel, en cas de détection d'un roulage au sol de l'avion, la dernière valeur de pression statique déterminée par lesdits moyens 2 ou 8 et reçue par une liaison 12 ; et des moyens de correction 13, qui sont par exemple intégrés dans les moyens de calcul 3, pour calculer, de façon répétitive, en cas de détection d'un roulage au sol de l'avion, à l'aide d'une part de la pression totale déterminée en dernier par lesdits moyens 2 ou 8 (et reçue par la liaison 12) et d'autre part de la pression statique enregistrée par lesdits moyens d'enregistrement 10 (et reçue par une liaison 14), une vitesse air auxiliaire qui sera alors transmise comme vitesse air estimée (via les liaisons 5 et/ou 6). Cette vitesse air est calculée à l'aide des calculs usuels précités, mais en utilisant, non pas la pression statique courante, mais la pression statique enregistrée par les moyens 10.

Ainsi, lorsque l'avion roule au sol, après un atterrissage ou un décollage avorté de type RTO («Rejected Take-Off» en anglais), le dispositif 1 conforme à l'invention gèle automatiquement la pression statique qui est utilisée pour estimer la vitesse air de sorte que la vitesse 10 air estimée obtenue alors n'est pas touchée par les perturbations subies par les sondes de pression statique au sol, notamment suite à l'activation d'inverseurs de poussée. On dispose ainsi à bord de l'avion d'une vitesse air estimée, en particulier une vitesse air corrigée de type CAS («Calibrated Airspeed» en anglais) ou une vitesse air indiquée de type IAS («Indicated airspeed» » en anglais), qui est particulièrement précise, quelle que soit la phase de l'avion et notamment lors d'un roulage au sol dudit avion. Dans un mode de réalisation particulier, lesdits moyens de surveillance 9 qui sont reliés par l'intermédiaire d'une liaison 16 à l'unité 8 comportent des éléments de surveillance S1, S2,...,Sl, I étant un entier, pour surveiller des paramètres de l'avion qui sont représentatifs d'un roulage au sol de l'avion. Ces éléments de surveillance S1, S2,...,SI peuvent notamment surveiller des paramètres (état de compression du train d'atterrissage de l'avion, vitesse sol de l'avion, phase de l'avion, pression statique,...) permettant de détecter au moins certaines des conditions suivantes : le train d'atterrissage de l'avion est dans un état compressé ; ù vitesse sol de l'avion est inférieure à une valeur de vitesse prédétermi- née ; l'avion est dans une phase au sol ; et la pression statique est sensiblement égale à celle correspondant à l'altitude d'un aéroport utilisée par l'avion. Notamment pour des raisons de fiabilité de la détection, les moyens de surveillance 9 détectent, de préférence, un roulage au sol de l'avion, uniquement lorsque plusieurs des conditions précédentes sont remplies simultanément. Par ailleurs, dans un mode de réalisation particulier, ledit dispositif 1 comporte, de plus, des moyens 17 d'inhibition de l'activation de la correction, afin de ne pas déclencher la correction conforme à l'invention dans une phase de vol ou dans une autre phase pour laquelle elle est inutile. Grâce à ces moyens 17 qui sont reliés par l'intermédiaire d'une liaison 18 à l'unité 8, le dispositif 1 ne met pas en oeuvre ladite correction lorsque l'une ou plusieurs des conditions suivantes sont remplies : le train d'atterrissage est dans un état décompressé ; la vitesse sol de l'avion est supérieure à une valeur de vitesse prédéterminée ; l'avion est dans une phase de vol ; et la correction a déjà été mise en oeuvre pendant une durée qui est supérieure à une durée prédéterminée, par exemple une minute. En outre, dans un mode de réalisation particulier, ledit dispositif 1 comporte, de plus, des moyens 19 qui sont reliés par l'intermédiaire d'une liaison 20 à l'unité 8 et qui sont formés de manière à désactiver la mise en oeuvre d'une correction précédemment activée, lorsque au moins une condition particulière de désactivation est remplie, par exemple lorsque la vitesse sol de l'avion devient supérieure à une valeur de vitesse prédéterminée. La vitesse air, estimée conformément à l'invention, peut être utilisée par divers systèmes de l'avion de sorte que plusieurs applications sont possibles. Dans une application préférée, le dispositif 1 fait partie d'un système 21 de gestion automatique de l'activation d'inverseurs de poussée usuels (non représentés) de l'avion. Ce système 21 comporte, en plus du dispositif 1, lesdits moyens 7 d'activation et de désactivation des inverseurs de poussée, qui commandent les inverseurs de poussée par l'intermédiaire d'une liaison 22. Ces moyens 7 comprennent des moyens 23 pour activer, de façon usuelle, lesdits inverseurs de poussée lorsque des conditions d'activation usuelles (reçues par une liaison 24) sont remplies. Lesdits moyens 7 comprennent, de plus, des moyens 25 : pour comparer, de façon automatique et répétitive, ladite vitesse air estimée reçue du dispositif 1 via la liaison 6, à une valeur de vitesse prédéterminée ; et pour désactiver automatiquement lesdits inverseurs de poussée (via la liaison 22), dès que ladite vitesse air estimée devient inférieure à ladite valeur de vitesse prédéterminée.

Ainsi, la vitesse air estimée qui est utilisée pour désactiver les inverseurs de poussée est optimisée de sorte que la désactivation automatique est mise en oeuvre au moment approprié, c'est-à-dire ni trop tôt ni trop tard. De ce fait, on évite les problèmes précités de ré-ingestion de gaz chauds qui peuvent exister avec les activations usuelles. De plus, le freinage est également optimisé, et il n'apparaît pas de vieillissement accéléré du système de freinage de l'avion. Dans un mode de réalisation particulier, lesdits moyens 23 sont reliés par la liaison 24 auxdits moyens de surveillance 9 et ils activent lesdits les inverseurs de poussée lorsque les conditions relatives à un roulage au sol, c'est-à-dire les conditions précitées destinées à déclencher la correction conforme à l'invention, sont remplies. Ainsi, dans ce mode de réalisation particulier, les moyens de surveillance 9 permettent de déclencher à la fois la correction mise en oeuvre par le dispositif 1 et l'activation des inverseurs de poussée.

Claims

REVENDICATIONS1. Procédé d'estimation automatique d'une vitesse air d'un avion, procédé selon lequel on réalise, de façon automatique et répétitive, les opérations suivantes : ù on détermine la pression statique et la pression totale, à l'aide de mesures réalisées par des sondes qui sont montées sur l'avion ; et ù on calcule, à l'aide de ladite pression statique et de ladite pression totale, une vitesse air qui représente la vitesse air estimée, caractérisé en ce que l'on réalise, de plus, de façon automatique, les opé- rations suivantes : on surveille des paramètres de l'avion de manière à pouvoir détecter un roulage au sol dudit avion ; et en cas de détection d'un roulage au sol de l'avion, on enregistre la dernière valeur de pression statique déterminée, et on met en oeuvre une correction en réalisant, de façon répétitive, les opérations suivantes : • on détermine la pression totale, à l'aide de mesures réalisées par les sondes qui sont montées sur l'avion ; et • on calcule, à l'aide de la pression totale ainsi déterminée et de ladite pression statique enregistrée, une vitesse air auxiliaire qui repré- sente la vitesse air estimée.
2. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce que l'on détecte un roulage au sol de l'avion lorsque au moins l'une des conditions suivantes est remplie : û le train d'atterrissage de l'avion est dans un état compressé ; û la vitesse sol de l'avion est inférieure à une valeur de vitesse prédéterminée ; ù l'avion est dans une phase au sol ; et û la pression statique est sensiblement égale à celle correspondant à l'altitude d'un aéroport utilisé par l'avion.
3. Procédé selon l'une des revendications 1 et 2, caractérisé en ce que ladite vitesse air est une vitesse air corrigée.
4. Procédé selon l'une des revendications 1 et 2, caractérisé en ce que ladite vitesse air est une vitesse air indiquée.
5. Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que l'on ne met pas en oeuvre ladite correction lorsque au moins l'une des conditions suivantes est remplie : le train d'atterrissage est dans un état décompressé ; la vitesse sol de l'avion est supérieure à une valeur de vitesse prédéterminée ; l'avion est dans une phase de vol ; et la correction a déjà été mise en oeuvre pendant une durée qui est supérieure à une durée prédéterminée.
6. Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que l'on désactive la mise en oeuvre de la correction lorsque au moins une condition de désactivation est remplie.
7. Méthode de gestion automatique de l'activation d'inverseurs de poussée d'un avion, méthode selon laquelle, lorsque les inverseurs de poussée sont activés ; de façon automatique et répétitive, on estime une vitesse air de l'avion, et on la compare à une valeur de vitesse prédéterminée ; et dès que ladite vitesse air estimée devient inférieure à ladite valeur de vitesse prédéterminée, on désactive automatiquement lesdits inverseurs de poussée, caractérisée en ce que l'on estime ladite vitesse air de l'avion, en mettant en oeuvre le procédé spécifié sous l'une quelconque des revendications 1 à 6.
8. Méthode selon la revendication 7, caractérisée en ce que l'on active lesdits inverseurs de poussée lorsque les conditions relatives à un roulage au sol sont remplies.
9. Dispositif d'estimation automatique d'une vitesse air d'un avion, ledit dispositif comportant : des premiers moyens (2) pour déterminer, de façon répétitive, la pression statique et la pression totale, à l'aide de mesures réalisées par des sondes qui sont montées sur l'avion ; et des moyens de calcul (3) pour calculer, de façon répétitive, à l'aide de ladite pression statique et de ladite pression totale, une vitesse air qui représente la vitesse air estimée, caractérisé en ce qu'il comporte, de plus : des moyens de surveillance (9) pour surveiller des paramètres de l'avion de manière à pouvoir détecter un roulage au sol dudit avion ; des moyens d'enregistrement (10) pour enregistrer, en cas de détection d'un roulage au sol de l'avion, la dernière valeur de pression statique déterminée par lesdits premiers moyens (2) ; et des moyens de correction (13) pour calculer, de façon répétitive, en cas de détection d'un roulage au sol de l'avion, à l'aide de la pression totale déterminée en dernier par lesdits premiers moyens (2) et de la pression statique enregistrée par lesdits moyens d'enregistrement (10), une vitesse air auxiliaire qui représente la vitesse air estimée.
10. Système de gestion automatique de l'activation d'inverseurs de poussée d'un avion, ledit système (21) comportant : ù des moyens de calcul pour, de façon automatique et répétitive, estimer une vitesse air de l'avion, et la comparer à une valeur de vitesse prédéterminée ; et ù des moyens de désactivation (25) pour désactiver automatiquement lesdits inverseurs de poussée, préalablement activés, dès que laditevitesse air estimée devient inférieure à ladite valeur de vitesse prédéterminée, caractérisé en ce que lesdits moyens de calcul comprennent un dispositif (1) tel que celui spécifié sous revendication 7, pour estimer 5 automatiquement la vitesse air de l'avion.