WO2007034049A1 - Procede et dispositif pour fournir a un pilote d’un aeronef multimoteur des informations relatives auxdits moteurs - Google Patents

Procede et dispositif pour fournir a un pilote d’un aeronef multimoteur des informations relatives auxdits moteurs Download PDF

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WO2007034049A1
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    • G01D2207/10—Displays which are primarily used in aircraft or display aircraft-specific information

Definitions

  • the present invention relates to a method and a device for providing to a pilot of an aircraft which is provided with a plurality of engines, information relating to the engines of said aircraft.
  • the present invention aims to provide information on the maximum power that the aircraft engines can deliver for particular outdoor conditions (temperature, altitude).
  • each engine is associated for each certified regime maximum thrust, in particular a maximum thrust of so-called “cold day” blowing. This maximum thrust is maintained until a fictitious outside temperature called “break point".
  • an exhaust gas temperature EGT type Exhaust Gas Temperature
  • EGT exhaust Gas Temperature
  • This temperature (EGT) is kept constant, which corresponds to a motor thrust which decreases when the outside temperature increases. This temperature (EGT) is measured via a probe and is used to monitor the deterioration of the engine in service.
  • a temperature limit value (known as "red line” in English, that is to say red line) is defined during the engine certification tests and is declared to the certification authorities. When an engine in service reaches this temperature limit, it must be removed for reconditioning, or if possible, reprogrammed for a lower certified engine speed, corresponding to a lower exhaust gas temperature. which of course has the effect of lowering the maximum thrust that the engine can then provide.
  • the present invention aims to overcome these disadvantages. It relates to a method for providing a pilot of an aircraft which is provided with a plurality of engines, information relating to the engines of said aircraft, to overcome the aforementioned drawbacks.
  • said method is remarkable in that: a) the effective altitude and the effective external temperature of an airport on which said aircraft is located; b) for each of the engines of said aircraft, it is determined, with the aid of said effective altitude and said effective external temperature, an ambient temperature limit for which the engine provides a predetermined maximum thrust (the maximum take-off thrust cold day aforesaid ) if it operates at a predetermined limit value for the exhaust gas temperature (the above-mentioned "red line”value); c) for each of said engines, from the corresponding ambient temperature limit determined in step b), a minimum individual flexible temperature of the engine is determined; and d) from the individual minimum flexible temperatures thus determined for all les engines of the aircraft, a minimum flexible temperature is determined "overall.
  • step d it is determined, from said global minimum flexible temperature determined in step d), a maximum available thrust illustrating the maximum thrust that the engines of the aircraft are able to provide at the same time. from said airport to said effective outside temperature.
  • the pilot has the maximum thrust that the various engines of the aircraft can provide a given day on a given airport.
  • At least one display screen is presented to a pilot of the aircraft, at least the overall minimum flexible temperature determined in step d), and possibly said maximum available thrust.
  • the overall minimum flexible temperature determined in step d) is compared with a flexible temperature selected by a pilot of the aircraft for the purpose of regulating the engines of said aircraft;
  • the ambient temperature limit is determined as the imaginary external temperature for which, at maximum thrust, the exhaust temperature gas is equal to its limit value.
  • T3 is the temperature of the aforementioned breakpoint
  • step d) to determine the minimum-overall flexible temperature:
  • the minimum maximum individual flexible temperature (corresponding to the lowest engine thrust) is selected as the overall minimum flexible temperature.
  • the present invention also relates to a device for providing a pilot of an aircraft which is provided with a plurality of engines, information relating to the engines of said aircraft, for example a transport aircraft.
  • said device is remarkable in that it comprises:
  • fourth means for determining an overall minimum flexible temperature, based on the minimum individual flexible temperatures thus determined for all the engines of the aircraft.
  • said device further comprises:
  • the second and third means associated with at least one of said motors are part of a control unit of said engine.
  • Figure 1 is a block diagram of a device according to the invention.
  • Figure 2 schematically illustrates a portion of the information obtained through a device according to the invention on a twin-engine aircraft.
  • the device 1 according to the invention and shown schematically in FIG. 1 is intended to provide a pilot of an aircraft A which is provided with a plurality of engines 3A, 3B,..., 3n, for example an airplane of twin-engine or four-engine transport, information relating to the engines 3A, 3B,..., 3n of said aircraft A.
  • said device 1 comprises, according to the invention:
  • each of said means 4A, 4B, ..., 4n is formed so as to determine for the engine with which it is associated, with the aid of the information (actual altitude and actual outside temperature) received from said together 2, an ambient temperature limit known as "OATL" (for "Outside Air Temperature Limit” in English) for which the associated engine provides a predetermined maximum thrust (the usual maximum thrust of cold day off-take) if it operates at a predetermined limit value of EGT (the usual limit value called "red line”);
  • each of said means 6A, 6B, ..., 6n is formed so as to determine for the engine with which it is associated, from the corresponding ambient temperature limit received from the means 4A, 4B, ..., 4n to which it is linked, a minimum individual flexible temperature for the 3A motor,
  • means 8 for determining an overall minimum flexible temperature, based on the minimum individual flexible temperatures received said means 6A, 6B, ..., 6n via links 9A, 9B, ..., 9n.
  • said device 1 further comprises means 10: - which are connected via a link 1 1 to said means 8; and - which are formed so as to determine, using the global minimum flexible temperature received from said means 8, a maximum available thrust illustrating the maximum thrust that the engines 3A, 3B,..., 3n of the aircraft A are able to provide at said airport at said actual outside temperature.
  • the pilot of the aircraft A has the maximum thrust that the various engines 3A, 3B,..., 3n, of the aircraft A can provide on a given day on a given airport. It should also be noted that, thanks to the invention, the maximum available thrust is continuously changing, which allows an airline to maximize the operational performance of its aircraft.
  • said means 8 and 10 may be grouped together in a central unit 12.
  • said device 1 further comprises display means 13 which are connected, for example via a link 14 to said central unit 1 2 and which are capable of presenting, on at least one display screen 15 of the aircraft A, information coming from said central unit 12, and in particular the global minimum flexible temperature determined by said means 8.
  • said display means 13 may also present other information to the pilot of the aircraft A, and in particular the maximum available thrust determined by said means 10.
  • said means 4A, 4B, 4n determine the ambient temperature limit (limit "OATL" above) each time as follows:
  • the limit OATL is the fictitious external temperature for which, at the maximum take-off thrust "cold day", the temperature EGT is equal to the aforementioned limit value called "red A”.
  • said means 6A, 6B, 6n determine the minimum individual flexible temperature each time as follows:
  • the minimum individual flexible temperature is obtained as follows:
  • individual minimum flexible temperature outdoor temperature + break point temperature - OATL limit.
  • the means 4A, 4B, 4n and the means 6A, 6B, 6n which are associated with the same motor 3A, 3B, 3n are, in each case, integrated in a usual control unit 1 6A, 1 6B, 1 6n said engine 3A, 3B, 3n.
  • said means 8 automatically compare with each other the individual minimum flexible temperatures received.
  • the device 1 displays the different individual minimum flexible temperatures on a display screen, for example on the display screen 1 5, and that the pilot then selects the flexible temperature global minimum and informs said device 1 to the afde of a suitable element (for example a computer keyboard) which is preferably part of said means 8.
  • a suitable element for example a computer keyboard
  • FIG. 2 shows part of the information obtained by the invention on the example of an aircraft A provided with two engines 3A and 3B arranged on its wings 1 9A and 1 9B, namely:
  • an information item 12 representing the overall minimum flexible temperature for the entire aircraft A, determined by the means 8; and an information item 13 (determined by the means 10) representing the maximum performance available on the aircraft A on the given day with these two engines 3A and 3B.
  • said device 1 further comprises means 17 which are for example connected via a link 18 to said central unit 12 and which are intended to:

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Abstract

Le dispositif (1) comporte des moyens (6A, 6B, 6n) qui determinent, pour chacun des moteurs de l'aeronef, line temperature flexible minimale individuelle et des moyens (8) qui determinent une temperature flexible minimale globale a partir desdites temperatures minimales individuelles, permettant de calculer une poussee maximale disponible.

Description

Procédé et dispositif pour fournir à un pilote d'un aéronef multimoteur des informations relatives auxdits moteurs.
La présente invention concerne un procédé et un dispositif pour fournir à un pilote d'un aéronef qui est muni d'une pluralité de moteurs, des informations relatives aux moteurs dudit aéronef.
Plus précisément, la présente invention a pour objet de fournir des informations relatives à la puissance maximale que les moteurs de l'aéronef peuvent délivrer pour des conditions extérieures (température, altitude) particulières.
On sait qu'à chaque moteur est associée pour chaque régime certifié une poussée maximale, en particulier une poussée maximale de décol- lage dite "jour froid". Cette poussée maximale est maintenue jusqu'à une température extérieure fictive appelée "point de cassure". Pour surveiller un moteur, on tient généralement compte, en plus de cette poussée maximale, d'une température d'échappement des gaz de type EGT ("Exhaust Gas Température" en anglais) qui représente la température des gaz au niveau de la turbine basse pression du moteur. Au-delà du point de cassure, pour chaque régime certifié, cette température (EGT) est .maintenue constante, ce qui correspond à une poussée moteur qui décroît quand la température extérieure augmente. Cette température (EGT) est mesurée par l'intermédiaire d'une sonde et est utilisée pour surveiller la détériora- tion du moteur en service. A cet effet, une valeur limite de température (connue sous l'expression "red line" en anglais, c'est-à-dire ligne rouge) est définie lors des essais de certification du moteur et est déclarée aux autorités de certification. Quand un moteur en service atteint cette valeur limite de température, il doit être déposé pour être remis en condition, ou si cela est possible, être reprogrammé pour un régime certifié inférieur, correspondant à une température d'échappement des gaz inférieure, ce qui a pour conséquence bien entendu de faire baisser la poussée maximale que le moteur peut alors fournir.
La présente invention a pour objet de remédier à ces inconvénients. Elle concerne un procédé pour fournir à un pilote d'un aéronef qui est muni d'une pluralité de moteurs, des informations relatives aux moteurs dudit aéronef, permettant de remédier aux inconvénients précités.
A cet effet, selon l'invention, ledit procédé est remarquable en ce que : a) on détermine l'altitude effective et la température extérieure effective d'un aéroport sur lequel se trouve ledit aéronef ; b) pour chacun des moteurs dudit aéronef, on détermine, à l'aide de ladite altitude effective et de ladite température extérieure effective, une limite de température ambiante pour laquelle le moteur fournit une poussée maximale prédéterminée (la poussée maximale de décollage jour froid précitée) s'il fonctionne à une valeur limite prédéterminée de température d'échappement des gaz (la valeur "red line" précitée) ; c) pour chacun desdits moteurs, on détermine, à partir de la limite de température ambiante correspondante déterminée à l'étape b), une température flexible minimale individuelle du moteur ; et d) à partir des températures flexibles minimales individuelles ainsi déterminées pour tous les- moteurs de l'aéronef, on détermine une température flexible minimale" globale.
De façon avantageuse, dans une étape supplémentaire, on détermine, à partir de ladite température flexible minimaie globale déterminée à l'étape d), une poussée maximale disponible illustrant la poussée maximale que les moteurs de l'aéronef sont en mesure de fournir au niveau dudit aéroport à ladite température extérieure effective. Ainsi, grâce à l'invention, le pilote dispose de la poussée maximale que les différents moteurs de l'aéronef peuvent fournir un jour donné sur un aéroport donné.
De plus, avantageusement, dans une étape supplémentaire, on présente à un pilote de llaéronef, au moins sur un écran de visualisation, au moins la température flexible minimale globale déterminée à l'étape d), et éventuellement ladite poussée maximale disponible.
En outre, de façon avantageuse, dans une étape supplémentaire :
- on compare ladite température flexible minimale globale déterminée à l'étape d) à une température flexible, sélectionnée par un pilote de l'aéronef en vue de la régulation des moteurs dudit aéronef ; et
- on vérifie que cette température flexible reste supérieure à ladite température flexible minimale globale.
On sait qu'une telle température flexible est entrée par le pilote dans le système de régulation du moteur et a pour but de faire croire au moteur qu'il fonctionne à une température ambiante extérieure plus chaude que la température effective, ce qui a pour conséquence de faire baisser la poussée du moteur et donc sa température de fonctionnement.
Dans un mode de réalisation préféré, à l'étape b), on détermine, pour chacun des moteurs de l'aéronef, la limite de température ambiante comme la température extérieure fictive pour laquelle, à la poussée maximale, la température- d'échappement des gaz est égale à sa valeur limite.
En outre, avantageusement, à l'étape c), si la limite de température ambiante est inférieure à la température d'un point de cassure et infé- rieure à la température extérieure, on détermine, pour chacun des moteurs de l'aéronef, la température flexible minimale individuelle T1 à l'aide de l'expression suivante : T1 =T2 + T3 - T4 dans laquelle : - T2 est la température extérieure ;
- T3 est la température du point de cassure précité ; et
- T4 est la limite de température ambiante.
Par ailleurs, de façon avantageuse, à l'étape d), pour déterminer la température flexible minimale-globale :
- on compare entre elles les différentes températures flexibles minimales individuelles ; et
- on sélectionne, comme température flexible minimale globale, la température flexible minimale individuelle la plus élevée (correspondant donc à la poussée moteur la plus faible).
Ainsi, on est sûr de ne dépasser la valeur limite précitée ("red une") sur aucun des moteurs de l'aéronef.
La présente invention concerne également un dispositif pour fournir à un pilote d'un aéronef qui est muni d'une pluralité de moteurs, des informations relatives aux moteurs dudit aéronef, par exemple un avion de transport.
Selon l'invention, ledit dispositif est remarquable en ce qu'il comporte :
- des premiers moyens pour déterminer l'altitude effective et la tempéra- ture extérieure effective d'un aéroport sur lequel se trouve ledit aéronef ;
- une pluralité de deuxièmes moyens, dont chacun est formé tTe manière à déterminer, pour l'un des moteurs dudit aéronef auquel il est associé, à l'aide de ladite altitude jβffective et de ladite température extérieure effective, une limite de température ambiante pour laquelle le moteur fournit une poussée maximale prédéterminée s'il fonctionne à une valeur limite prédéterminée de température d'échappement des gaz ;
- une pluralité de troisièmes moyens, dont chacun est formé de manière à déterminer, pour l'un desdits moteurs auquel il est associé, à partir de la limite de température ambiante correspondante, une température flexible minimale individuelle du moteur ; et
- des quatrièmes moyens pour déterminer une température flexible minimale globale, à partir des températures flexibles minimales individuelles ainsi déterminées pour tous les moteurs de l'aéronef.
Dans un mode de réalisation particulier, ledit dispositif comporte de plus :
- des cinquièmes moyens pour déterminer, a l'aide de ladite température flexible minimale globale, une poussée maximale disponible illustrant la poussée maximale que les moteurs de l'aéronef sont en mesure de fournir au niveau dudit aéroport à ladite température extérieure effective ; et/ou
- des sixièmes moyens pour présenter à un pilote de l'aéronef, au moins sur un écran de visualisation, au moins la température flexible minimale globale déterminée par lesdits quatrièmes moyens.
Dans un mode de réalisation préféré, les deuxième et troisième moyens associés à au moins l'un desdits moteurs font partie d'une unité de régulation dudit moteur.
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 est le schéma synoptique d'un dispositif conforme à l'invention.
La figure 2 illustre schématiquement une partie des informations obtenues grâce à un dispositif conforme à l'invention sur un avion bimoteur.
Le dispositif 1 conforme à l'invention et représenté schématiquement sur la figure 1 est destiné à fournir à un pilote d'un aéronef A qui est muni d'une pluralité de moteurs 3A, 3B, ..., 3n, par exemple un avion de transport bimoteur ou quadrimoteur, des informations relatives aux moteurs 3A, 3B, ..., 3n dudit aéronef A.
Pour ce faire, ledit dispositif 1 comporte, selon l'invention :
- un ensemble 2 de moyens usuels pour déterminer : - d'une part, l'attitude effective de l'aéroport (non représenté) sur lequel se trouve ledit aéronef A ; et d'autre part, la température extérieure effective sur ledit aéroport ;
- une pluralité de moyens 4A, 4B, ..., 4n, dont chacun est associé à l'un des moteurs 3A, 3B, ..., 3n de l'aéronef A et est relié respectivement par l'intermédiaire de liaisons 5A, 5B, 5n audit ensemble 2. Chacun desdits moyens 4A, 4B, ..., 4n est formé de manière à déterminer pour le moteur auquel il est associé, à l'aide des informations (altitude effective et température extérieure effective) reçues dudit ensemble 2, une limite de température ambiante dite "OATL" (pour "Outside Air Tempe- rature Limit" en anglais) pour laquelle le moteur associé fournit une poussée maximale prédéterminée (la poussée maximale usuelle de décollage jour froid) s'il fonctionne à une valeur limite prédéterminée de EGT (la valeur limite usuelle dite "red line") ;
- une pluralité de moyens 6A, 6B, ..., 6n, dont chacun est associé à l'un desdits moteurs 3A, 3B, ..., 3n et est relié par l'intermédiaire d'une liaison 7A, 7B, ..., 7n à l'un desdits moyens 4A, 4B, ..., 4n. Chacun desdits moyens 6A, 6B, ..., 6n est formé de manière à déterminer pour le moteur auquel 11 est associé, à partir de la limite de température ambiante correspondante reçue du moyen 4A, 4B, ..., 4n auquel il est re- lié, une température flexible minimale individuelle pour le moteur 3A,
3B, ..., 3n associé ; et
- des moyens 8 pour déterminer une température flexible minimale globale, à partir des températures flexibles minimales individuelles reçues desdits moyens 6A, 6B, ..., 6n par l'intermédiaire de liaisons 9A, 9B, ..., 9n.
En outre, dans un mode de réalisation préféré, ledit dispositif 1 comporte, de plus, des moyens 10 : - qui sont reliés par l'intermédiaire d'une liaison 1 1 auxdits moyens 8 ; et - qui sont formés de manière à déterminer, à l'aide de la température flexible minimale globale reçue desdits moyens 8, une poussée maximale disponible illustrant la poussée maximale que les moteurs 3A, 3B, ..., 3n de l'aéronef A sont en mesure de fournir au niveau dudit aé- roport à ladite température extérieure effective.
Ainsi, grâce au dispositif 1 conforme à l'invention, le pilote de l'aéronef A dispose de la poussée maximale que les différents moteurs 3A, 3B, ..., 3n, de l'aéronef A peuvent fournir un jour donné sur un aéroport donné. On notera de plus que, grâce à l'invention, la poussée maximale disponible évolue continûment, ce qui permet à une compagnie aérienne de maximiser la performance opérationnelle de ses avions.
Dans un motle de réalisation particulier, lesdits moyens 8 et 10 peuvent être regroupés dans une unité centrale 12. En outre, dans un mode de réalisation préféré, ledit dispositif 1 comporte, de plus, des moyens d'affichage 13 qui sont par exemple reliés par l'intermédiaire d'une liaison 14 à ladite unité centrale 1 2 et qui sont susceptibles de présenter, sur au moins un écran de visualisation 15 de l'aéronef A, des informations issues de ladite unité centrale 12, et en par- ticulier la température flexible minimale globale déterminée par lesdits moyens 8. Bien entendu, lesdits moyens d'affichage 13 peuvent également présenter d'autres informations au pilote de l'aéronef A, et notamment la poussée maximale disponible déterminée par lesdits moyens 10. Par ailleurs, dans un mode de réalisation préféré, lesdits moyens 4A, 4B, 4n déterminent la limite de température ambiante (limite "OATL" précitée) à chaque fois de la façon suivante :
- à poussée maximale de décollage "jour froid" constante, la température EGT d'échappement des gaz augmente avec la température extérieure ;
- par extrapolation de cette caractéristique, la limite OATL est la température extérieure fictive pour laquelle, à la poussée maximale de décollage "jour froid", la température EGT est égale à la valeur limite précitée dite "red Une" . En outre, lesdits moyens 6A, 6B, 6n déterminent la température flexible minimale individuelle à chaque fois de la façon suivante :
- si la limite OATL est supérieure ou égale au point de cassure, il n'y a pas de température flexible minimale individuelle, et le moteur peut fournir la poussée maximale du régime certifié considéré pour les condi- tions extérieures du jour ; et
- si la limite OATL est inférieure au point de cassure, Ia température flexible minimale individuelle est obtenue de la façon suivante :
• si la température extérieure est inférieure ou égale à la limite OATL, il n'y a pas de température flexible minimale individuelle, et le mo- teur peut fournir la poussée maximale du régime certifié considéré pour les conditions extérieures du jour ; et
• si la température extérieure est supérieure à la limite OATL, la température flexible minimale individuelle s'obtient à l'aide de l'expression suivante : température flexible minimale individuelle = température extérieure + température du point de cassure - limite OATL.
Dans un mode de réalisation particulier, les moyens 4A, 4B, 4n et les moyens 6A, 6B, 6n qui sont associés à un même moteur 3A, 3B, 3n sont, à chaque fois, intégrés dans une unité de régulation usuelle 1 6A, 1 6B, 1 6n dudit moteur 3A, 3B, 3n.
Par ailleurs, pour déterminer la température flexible minimale globale, lesdits moyens 8 : - comparent automatiquement entre elles les différentes températures flexibles minimales individuelles reçues-; et
- sélectionnent automatiquement, comme température flexible minimale globale, la température flexible minimale individuelle la plus élevée (correspondant donc à la poussée moteur la plus faible). Ainsi, on est sûr de ne dépasser la valeur limite précitée ("red line") sur aucun des moteurs 3A, 3B, 3n de l'aéronef A.
Il est également envisageable, pour déterminer la température flexible minimale globale, que le dispositif 1 affiche les différentes températures flexibles minimales individuelles sur un écran de visualisation, par exemple sur l'écran de visualisation 1 5, et que le pilote sélectionne alors la température flexible minimale globale et en informe ledit dispositif 1 à l'afde d'un élément approprié (par exemple un clavier d'ordinateur) qui fait de préférence partie desdits moyens 8.
Sur la figure 2, on a représenté une partie des informations obte- nues grâce à l'invention sur l'exemple d'un avion A muni de deux moteurs 3A et 3B agencés sur ses ailes 1 9A et 1 9B, à savoir :
- pour chacun desdits moteurs 3A et 3B, des informations H A, H B qui correspondent respectivement aux températures flexibles minimales individuelles engendrées par les unités de régulation 1 6A et 1 6B asso- ciées ;
- une information 12 représentant la température flexible minimale globale pour tout l'avion A, déterminée par les moyens 8 ; et - une information 13 (déterminée par les moyens 10) représentant la performance maximale disponible sur l'avion A au jour donné avec ces deux moteurs 3A et 3B.
Par ailleurs, dans un mode de réalisation particulier, ledit dispositif 1 comporte, de plus, des moyens 17 qui sont par exemple reliés par l'intermédiaire d'une liaison 18 à ladite unité -centrale 12 et qui sont destinés :
- à comparer ladite température flexible minimale globale déterminée par les moyens 8 à une température flexible, sélectionnée par un pilote de l'aéronef A en vue de la régulation des moteurs 3A, 3B, 3n dudit aéronef A ; et
- à vérifier que cette température flexible reste supérieure à ladite température flexible minimale globale.
On sait qu'une telle température flexible qui est entrée par le pilote dans le système de régulation de chaque moteur 3A, 3B, 3n a pour but de faire croire au moteur 3A, 3B, 3n qu'il fonctionne à une température ambiante extérieure plus chaude que la température effective, ce qui a pour conséquence de faire baisser la poussée du moteur 3A, 3B, 3n et donc sa température de fonctionnement. On notera de plus que, grâce au dispositif 1 conforme à l'invention, un moteur reste en service plus longtemps avant d'être déposé, ce qui permet aux compagnies aériennes une exploitation plus longue dans les meilleures conditions de fonctionnement.

Claims

REVENDICATIONS
1 . Procédé pour fournir à un pilote d'un aéronef (A) qui est muni d'une pluralité de moteurs (3A, 3B), des informations relatives aux moteurs (3A, 3B) dudit aéronef (A), caractérisé en ce que : a) on détermine l'altitude effective et la température extérieure effective d'un aéroport sur lequel se trouve ledit aéronef (A) ; b) pour chacun des moteurs (3A, 3B) dudit aéronef (A), on détermine, à l'aide de ladite altitude effective et de ladite température extérieure ef- fective, une limite de température ambiante pour laquelle le moteur (3A,
3B) fournit une poussée maximale prédéterminée s'il fonctionne à une valeur limite prédéterminée de température d'échappement des gaz ; c) pour chacun desdits moteurs (3A, 3B), on détermine, à partir de la limite de température ambiante correspondante déterminée à l'étape b), une température flexible minimale individuelle du moteur (3A, 3B) ; et d) à partir des températures flexibles minimales individuelles ainsi déterminées pour tous les moteurs (3A, 3B) de l'aéronef (A), on détermine une température flexible minimale globale.
2. Procédé selon la revendication 1 , caractérisé en ce que, dans une étape supplémentaire, on détermine, à partir de ladite température flexible minimale globale déterminée à l'étape d), une poussée maximale disponible illustrant la poussée maximale que- les moteurs (3A, 3B) de l'aéronef (A) sont en mesure de fournir au niveau dudit aéroport à ladite température extérieure effective.
3. Procédé selon l'une des revendications 1 et 2, caractérisé en ce que, dans une étape supplémentaire, on présente à -un pilote de l'aéronef (A), au moins sur un écran de visualisation (1 5), au moins la température flexible minimale globale déterminée à l'étape d).
4. Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que, dans une étape supplémentaire :
- on compare ladite température flexible minimale globale déterminée à l'étape d) à une température flexible minimale fictive, sélectionnée par un pilote de l'aéronef (A) en vue de la régulation des moteurs (3A, 3B) dudit aéronef (A) ; et
- on vérifie que cette température flexible reste supérieure à ladite température flexible minimale globale.
5. Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce qu'à l'étape b), on détermine, pour chacun des moteurs
(3A, 3B) de l'aéronef (A), la limite de température ambiante comme la température extérieure fictive pour laquelle, à la poussée maximale, la température d'échappement des gaz est égale à sa valeur limite.
6. Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce qu'à l'étape c), si la limite de température ambiante est inférieure à la température d'un point de cassure et inférieure à la température extérieure, on détermine, pour chacun des moteurs de l'aéronef, la température flexible minimale individuelle T1 à l'aide de l'expression suivante : T1 =T2 + T3 - T4 dans laquelle :
- T2 est la température extérieure ;
- T3 est la température d'un point de cassure ; et
- T4 est la limite de température ambiante.
7. Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce qu'à l'étape d), pour déterminer la température flexible minimale globale :
- on compare entre elles les différentes températures flexibles minimales individuelles ; et - on sélectionne, comme température flexible minimale globale, la température flexible minimale individuelle la plus élevée.
8. Dispositif pour fournir à un pilote d'un aéronef (A) qui est muni d'une pluralité de moteurs (3A, 3B), des informations relatives aux mo- teurs (3A, 3B) dudit aéronef (A)7 caractérisé en ce qu'il comporte :
- des premiers moyens (2) pour déterminer l'altitude effective et la température extérieure effective d'un aéroport sur lequel se trouve ledit aéronef (A) ; - une pluralité de deuxièmes moyens (4A, 4B, 4n), dont chacun est formé de manière à déterminer, pour l'un des moteurs (3A, 3B) dudit aéronef (A) auquel il est associé, à l'aide de ladite altitude effective et de ladite température extérieure effective, une limite de température ambiante pour laquelle le moteur (3A, 3B) fournit une poussée maxi- maie prédéterminée s'il fonctionne à une valeur limite prédéterminée de température d'échappement des gaz ;
- une pluralité de troisièmes moyens (6A, 6B, 6π), dont chacun est formé de manière à déterminer, pour l'un desdits moteurs (3A, 3B) auquel il est associé, à partir de la limite de température ambiante corres- pondante, une température flexible minimale individuelle du moteur (3A,
3B) ; et
- des quatrièmes moyens (8) pour déterminer une température flexible minimale globale, à partir des températures "flexibles minimales individuelles ainsi déterminées pour tous les moteurs (3A, 3B) de l'aéronef (A).
9. Dispositif selon la revendication 8, caractérisé en ce qu'il comporte, de plus, des cinquièmes moyens (1 0) pour déterminer, à l'aide de ladite température flexible minimale globale, une poussée maximale disponible illustrant la poussée maximale que les moteurs (3A, 3B) de l'aéronef (A) sont en mesure de fournir au niveau dudit aéroport à ladite température extérieure effective.
10. Dispositif selon l'une des revendications 8 et 9, caractérisé en ce qu'il comporte, de plus, des sixièmes moyens (13) pour présenter à un pilote de l'aéronef (A), au moins sur un écran de visualisation (15), au moins la température flexible minimale globale déterminée par lesdits quatrièmes moyens (8).
1 1 . Dispositif selon l'une quelconque des revendications 8 à 10, caractérisé en ce que les deuxième et troisième moyens associés à au moins l'un desdits moteurs font partie d'une unité de régulation (16A, 16B, 16n) dudit moteur (3A, 3B).
12. Aéronef muni d'une pluralité de moteurs (3A, 3B), caractérisé en ce qu'il comporte un dispositif (1 ) susceptible de mettre en œuvre le procédé spécifié sous l'une quelconque des revendications 1 à 7.
13. Aéronef muni d'une pluralité de moteurs (3A, 3B), caractérisé en ce qu'il comporte un dispositif (1 ) tel que celui spécifié sous l'une quelconque des revendications 8 à 1 1 .
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