Brevet FR2425380A1 — publié le 19791207

La presente invention concerne les avions à decollage et atterrissage courts ( ADAC ) , et plus particulièrement une installation de commande automatique permettant à un avion à décollage et atterrissage courts d'exécuter sans danger des procédures de décollage et d'atterrissage alors qu'un moteur fonctionne mal, c'està-dire alors que ledit moteur ne fournit pas la poussée voulue ou prévue. Dans la plupart des avions à décollage et atterrissage courts actuellement proposés, l'appareil est équipé de gouvernes déployables, par exemple de volets de bord de fuite qui peuvent tre déployés pendant les procédures de décollage et d'atterrissage courts de manière à augmenter sensiblement le coefficient de portance de l'appareil. Pour les autres régimes de vol, par exemple le régime de croisière, ces gouvernes sont généralement déployées d'une manière qui place essentiellement l'avion dans une configuration aérodynamique plus ou moins classique. Dans un type d'avion ADAC qui convient particulièrement bien à la pratique de la présente invention, l'augmentation de la portance aérodynamique qui est fournie par l'écoulement de l'air ambiant sur l'aile se fait par une technique appelée " soufflage sur la surface supérieure " ( USB ).Dans un avion utilisant une telle technique, les moteurs sont montés en avant et au-dessus des ailes de façon à éjecter leur courant d'échappement, suivant la corde de l'aile, sur la surface portante supérieure. de l'aile. En vol normal, ce courant d'échappement est dirigé vers l'arrière de façon à engendrer sensiblement une poussée dirigé vers l'avant d'une manière classique. Au cours des manoeuvres de décollage et d'atterrissage courts, un type de volets de bord de fuite, appelés ici " volets USB ", est employé pour augmenter la cambrure et la profondeur de l'aile, et pour former en même temps un prolongement vers le bas et vers l'arrière, à courbure continue, de la surface portante supérieure de l'aile.Lorsque les volets USB sont ainsi déployés, le courant d'échappement qui circule suivant la corde de l'aile sur la surface portante supérieure de l'aile se fixe, par effet Coanda, à la surface incurvée vers le bas et vers l'arrière en détournant le courant d'échappement vers le bas et vers 1 1arrière. De la sorte, une composante de portance, ainsi qu'une composante de poussée vers l'avant, est engendrée par le courant d'échappe- ment. La composante de portance qui est engendrée par les moteurs augmente la portance aérodynamique classique qui est créée par l'écoulement de l'air ambiant sur le reste de l'aile, en permettant à l'appareil de décoller et d'atterrir sur de courtes distances. Un grave problème se pose lorsqu'un avion ADAC essaie d'entreprendre une manoeuvre de décollage ou d'atterrissage courts alors que l'un des moteurs fonctionne mal, surtout si ce mauvais fonctionnement d'un moteur se produit alors que l'avion est déjà engagé dans la manoeuvre de décollage ou d'atterrissage courts. Lorsque cela se produit,ctest non seulement la poussée dirigée vers l'avant engendrée par les moteurs normalement fournie parle moteur défectueux, qui est perdue, mais aussi la force de portance produite par l'écoulement de l'air qui contourne le volet USB. Des volets USB permettant d'atténuer partiellement la perte de portance cause par un moteur défectueux en rétablissant une certaine portance aérodynamique sont décrits dans la technique antérieure. Ces volets USB comprennent généralement un appareil permettant de remettre le volet USB dans une configuration qui correspond à celle d'un dispositif à volets à fentes classique, par exemple un de ceux qui sont utilisés sur de nombreux avions commerciaux pour produire une portance mécanique. En particulier, font partie de la technique antérieure des volets USB dans lesquels des fentes transversales peuvent s'ouvrir en cas de mauvais fonctionnement d'un moteur de telle sorte que l'air ambiant peut traverser les fentes et produire une portance mécanique compensant partiellement la perte de la portance engendrée par les moteurs. Les volets USB qui sont décrits dans la technique antérieure peuvent servir à compenser partiellement la perte de la portance engendrée par les moteurs, mais l'emploi d'un tel volet seul n'est souvent pas une solution satisfaisante du problème. Tout d'abord, il faut se rendre compte qu'au cours d'une procédure de décollage ou d'atterrissage, ltequipage de l'appareil a un travail considerable à accomplir. En conséquence, il est souhaitable de restreindre au minimum les procédures supplémentaires de façon à garantir la sécurité de l'appareil. Deuxièmement, il faut se rendre compte que dans certains cas de pannes de moteur le commandant de bord de l'appareil n'a pas beaucoup de temps pour réagir.Par exemple, Si un moteur tombe en panne au cours de l'exécution d'une procédure de décollage sur une courte distance, le commandant de bord risque d'avoir moins de dix secondes pour exécuter les actions de commande qui sont nécessaires pour permettre à l'appareil de décoller avant le bout de la piste. Outre les problèmes qui se posent en raison des limitations physiques de l'équipage de l'appareil, l'emploi d'un volet USB sans qu'il soit pris d'autres mesures de commande appropriées ne met pas l'avion dans une configuration aérodynamique souhaitable. En particulier, même si une partie de la portance engendrée par les moteurs est rétablie par les fentes transversales qui s'ouvrent dans le volet USB, la répartition de la portance sur la surface su périeure de l'aile de l'avion n'est pas symétrique, et l'avion a tendance a " rouler ". Le commandant de bord pourrait agir sur différentes gouvernes, par exemple sur des obturateurs de fentes ou sur des ailerons classiques de manière à réduire ce moment de roulis, mais une telle action non seulement augmente le travail de l'équipage-, mais aussi exige un choix et une manoeuvre judicieux des gouvernes correctes.En particulier, une action sur les gouvernes qui ne serait pas tout à fait optimale pour atténuer le moment de roulis risque de provoquer une nouvelle augmentation de tramée qui peut avoir pour résultat que l'appareil subit une nouvelle perte de vitesse d'avance ou s'écarte de sa trajectoire de vol. Ces problèmes sont surmontés, conformément à cette invention, grâce à une installation de commande qui contrôle le fonctionnement des moteurs et la position des volets USB et des volets classiques de façon à détecter si un moteur est tsé en panne, et à détecter si l'avion exécute une manoeuvre de décollage ou d'atterrissage courts. Lorsqu'un moteur est tombe en panne et que l'avion exécute un décollage ou un atterrissage courts, l'installation de commande agit automatiquement sur les gouvernes de l'appareil pour configurer aérodynamiquement l'avion de manière à réduire la traînée et le moment de roulis tout en augmentant la portance en ouvrant des fentes transversales dans le volet USB qui se trouve derrière le moteur défectueux. I1 est fourni en particulier un procédé de reconfiguration automatique des gouvernes d'un avion ADAC ayant au moins deux moteurs, lorsque l'un desdits moteurs fonctionne mal t que ledit avion exécute une manoeuvre de décollage ou d'atterrissage courts, lesdits moteurs étant montés respectivement sur l'aile gauche et l'aile droite dudit avion et chacun desdits moteurs fournissant un courant d'échappement à un volet USB déployable correspondant, chacun desdits volets USB étant placé transversalement le long du bord de fuite de l'aile de l'avion derrière ledit moteur corres pondant, chacun desdits volets USB comportant un moyen pour ouvrir au moins une fente transversale dans ledit volet USB en réponse à un signal prédéterminé, ledit avion ADAC comportant également au moins deux volets à fentes classiques, au moins l'un desdits volets à fentes classique étant placé transversalement le long du bord de fuite de l'aile de l'avion, à l'exterieur d'un volet USB, ledit procédé consistant à détecter celui desdits moteurs qui fonctionne mal ; à déployer automatiquement le volet USB qui se trouve derrière ledit moteur qui fonctionne mal, jusqu'à un angle de déploiement qui correspond à l'angle de déploiement dudit volet à fentes classique qui se trouve à l'extérieur dudit volet USB déployé ; à fournir ledit signal de commande prédéterminé de façon à ouvrir ladite ou lesdites fentes transversales dans ledit volet USB qui se trouve derrière ledit moteur qui fonctionne mal ; à escamoter automatiquement chacun desdits volets à fentes classiques qui se trouvent sur l'aile dudit avion autre que celle qui porte ledit moteur qui fonctionne mal, ledit volet à fentes classique étant escamoté dans une position qui contrecarre au moins partiellement le moment de roulis causé par ledit moteur qui fonctionne mal. I1 est également fourni une installation de commande automatique pour un avion ADAC comportant deux ailes disposées latérale- ment de part et d'autre d'un fuselage, dans lequel au moins un moteur à turbine à gaz est disposé sur chacune-desdites ailes pour fournir un courant d'échappement à un volet d'augmentation de portance qui peut être déployé vers le bas et vers l'arrière du bord de fuite de l'aile sur laquelle ledit moteur est monté, ledit volet d'augmentation de portance comportant au moins une fente transversale et un moyen de fermeture de fente pour ouvrir ou fermer sélectivement ladite fente transversale, et dans lequel chacune desdites ailes dudit avion ADAC comporte en outre au moins un volet à fentes qui peut être déployé vers le bas et vers l'arrière du bord de fuite desdites ailes de l'avion, dans une position dans laquelle ledit volet à fentes n1 est pas alimenté par un courant d'échappement de moteur provenant dudit moteur qui fournit ledit courant d'échappement audit volet d'augmentation de portance, ladite installation de commande automatique activant lesdits volets d'augmentation de portance et lesdits volets à fentes lorsqu'un moteur fonctionne mal, et comprenant : un moyen de détection de panne de moteur pour détecter l'état de mauvais fonctionnement de l'un desdits moteurs à turbine à gaz ; et un moyen de commande de vol qui comporte : un moyen qui réagit audit moyen de détection de panne de moteur en déployant le volet d'augmentation de portance qui est normalement alimenté par un courant d'échappement provenant dudit moteur qui fonctionne mal, jusqu'à une position dans laquelle le déploiement, vers l'arrière et vers le bas, dudit volet d'augmentation de portance correspond au déploiement, vers l'arrière et vers le bas, du volet à fentes qui se trouve sur l'aile dudit avion qui porte ledit moteur qui fonctionne mal ; un moyén pour activer ledit moyen de fermeture de fente de façon à ouvrir ladite ou lesdites fentes transversales dudit volet d'augmentation de portance qui est normalement alimenté par un courant d'échappement provenant dudit moteur qui fonctionne mal et un moyen pour escamoter partiellement le volet à fentes de l'aile qui ne porte pas ledit moteur qui fonctionne mal, de façon à réduire le moment de roulis et la trainée correspondante qui sont causés par ledit moteur qui fonctionne mal. Sur les planches de dessins annexées la figure 1 est une vue isométrique d'un avion ADAC à moteurs jumelés avec lequel la présente invention peut etre utilisée avantageusement les figures 2A et 2B sont des vues de derrière de l'avion de la figure 1, représentant respectivement le déploiement des gouvernes de vol au cours d'une procédure normale d'atterrissage court à pleine puissance, et le déploiement des gouvernes de vol qui est réalisé selon cette invention au cours d'un atterrissage court avec un moteur en panne les figures 3A et 3B sont des vues de derrière de l'avion de la figure 1, représentant respectivement le déploiement des gouvernes de l'avion au cours d'une procédure normale de décollage à pleine puissance, et le déploiement des gouvernes de l'avion qui est réalisé selon cette invention au cours d'une procédure de décollage court avec un moteur en panne la figure 4 est une représentation graphique de la répartition de la portance sur la surface supérieure de l'aile de l'avion, qui fait apparaître la répartition assymétrique de la portance qui se produit normalement avec un moteur en panne, et fait apparaître la répartition de portance sensiblement plus symétrique que la présente invention permet d'obtenir ; la figure 5 est un schéma par blocs représentant une forme de réalisation de la présente invention la figure 6 est un schéma représentant l'équilibrage ou la compensation de volets que l'on utilise pour réduire le moment de roulis au cours d'une procédure d'atterrissage court avec un moteur en panne ; et les figures 7,8,9 et 10 sont des diagrammes logiques qui illustrent 1 t agencement fonctionnel de l'unité de commande de vol de la figure 5 pour agir sur les gouvernes de vol de l'avion pendans les manoeuvres de décollage et d'atterrissage courts alors qu'un moteur est en panne. La figure 1 représente un avion ADAC 10, à moteurs jumelés, avec lequel on peut utiliser avantageusement l'installation de commande selon l'invention. L'avion de la figure 1 fait appel à un soufflage sur la surface supérieure de l'aile pour provoquer une augmentation de portance, mais on se rendra compte, une fois que l'or. aura bien compris l'invention, que l'installation de commande selon l'invention peut être convenablement mise en oeuvre dans différents avions ADAC à portance engendrée par les moteurs. Sur la figure 1, des moteurs 12 et 14 à turbine à gaz sont montés respectivement en avant et au-dessus des ailes 1o et 18 de façon à diriger les gaz d'échappement vers l'arrière sur une partie des surfacestsuperieures 20 et 22 des ailes 16 et 18, et sur la surface supérieure de volets USB 24 et 26 qui sont montés respectivement sur la partie postérieure des ailes 16 et 18, derrière les moteurs 12 et 14 Conformément à l'invention, les volets USB 24 et 26-sont du type décrit dans la technique antérieure, en ce sens qu'ils peuvent être déployés au cours d'une opération normale de décollage ou d'atterrissage courts de façon à former une surface supérieure continue dirigée vers le bas et vers l'arrière pour détourner le courant d'échappement fourni par les moteurs 12 et 14, et sont agencés de façon à présenter des fentes transversales ouvertes au cours du fonctionnement de l'avion avec un moteur défaillant, c'est-à-dire alors qu'un moteur ne fournit pas la poussée choisie. Deux volets à fentes classiques 28 et 30 sont montés le long du bord postérieur des ailes 16 et 18, à l'extérieur de chaque volet USB 24 et 26. Plus explicitement, chaque volet 28, appelé ici volet central ", est dirigé transversalement d'une position adjacente à un volet USB ( 24 ou 26 ) à un bord intérieur d'un volet extérieur 30, chaque volet extérieur 30 étant dirigé trans versalement le long de l'aile jusqu'au bord intérieur d'un aileron 32. De préférence, les volets centraux 28 et les volets extérieurs 30 sont du type à double fente bien connu conçu pour fournir une portance mecanique lorsque les volets 28 et 30 sont déployés et que l'air ambiant traverse les fentes transversales pratiquées dans ces volets. Les ailerons 32 peuvent être de modèle classique et sont généralement utilisés conjointement à des obturateurs de fentes 34 pour assurer la gouverne latérale de l'avion 10. Dans l'avion ADAC 10 de la figure 1, cinq panneaux 34 d'obturation de fentes sont placés dans les surfaces supérieures 20 et 22 des ailes 16 et 18, devant les volets centraux 28 et les volets extérieurs 30. Les obturateurs de fentes 34 sont de modèle classique, mais il est possible d'utiliser différents autres agencements d'obturateurs de fentes dans les avions faisant appel à cette invention. Les obturateurs de fentes 34 peuvent servir non seulement de gouvernes latérales en vol normal et de ralentisseurs, dans une forme de réalisation de l'avion ADAC 10, mais aussi pour assurer un réglage direct de portance.En particulier, dans les approches d'atterrissage court dans lesquelles les volets centraux 28 et les volets extérieurs 30 sont totalement déployés, chaque obturateur de fente 34 est déployé de façon à faire saillie vers le haut des surfaces supérieures 20 et 22 des ailes 16 et 18 de façon à procurer une portance supplémentaire. La commande des volets USB 24 et 26, des volets à fentes classiques 28 et 30, et des obturateurs de fentes 34 par l'installation de commande selon l'invention au cours d'une approche d'atterrissage court, est illustrée par les figures 2A et 2B. Sur la figure 2A, qui représente la configuration de l'avion 10 au cours d'une approche normale d'atterrissage court dans laquelle les deux moteurs 13 et 14 fonctionnent, les volets 28 et 30 sont totalement déployés, d'une manière généralement utilisée sur les avions classiques. Les volets USB 24 et 26 sont partiellement déployés, c'est-à-dire jusqu'à un angle compris entre 35 et 600, et l'angle de déploiement des volets USB est modulé ou modifié par le commandant de bord ou bien par une installation de commande automatique de vol.Une telle modulation des volets USB, utilisée en combinaison avec des variations des réglages de poussée ou de gaz des moteurs 12 et 14, règle la poussée dirigée qui est fournie par les volets USB 24 et 26, de manière à régler à la fois la vitesse et la portance de l'avion. Dans une forme de réalisa- tion de l'avion ADAC qui est décrit, la modulation des volets et les réglages de gaz sont établis tous deux par une installation de commande de vol qui permet au commandant de bord de choisir une vitesse d'approche voulue. L'installation de commande de vol agit alors sur les manettes de gaz des moteurs et sur les volets USB de manière à maintenir la vitesse d'approche choisie tandis que le commandant de bord guide l'avion 10 sur la trajectoire de descente voulue. La figure 2B représente le déploiement des volets USB 24 et 26, des volets centraux et extérieurs 28 et 30, et des obturateurs de fentes 34 lorsque le moteur 14 fonctionne mal avant ou pendant l'exécution d'une procédure d'atterrissage court. Sur la figure 2B, le volet USB 26 est déployé dans une position qui correspond à la position du volet central adjacent 28, et des fentes, désignées dans leur ensemble par le repère numérique 36, sont ouvertes de façon à transformer le volet USB 26 en un volet à double fente classique. On procède à l'ouverture des fentes 36 en agissant sur unmécanisme d'actionnement qui peut être un mécanisme hydraulique, pneumatique ou électrique classique.Lorsque l'air ambiant traverse les fentes 36, une portance est produite pour remplacer partiellement la perte de la portance dûe au moteur qui est normalement fournie lorsque le courant d'échappement du moteur 14 est éjecté sur le volet USB 26 partiellement déployé. Le simple déploiement du volet USB derriere le moteur qui fonctionne mal ne procure pas la configuration aérodynamique la plus avantageuse en cas de mauvais fonctionnement d'un moteur. Une telle procédure permet éventuellement un atterrissage court pratiquement normal dans les conditions dans lesquelles l'avion est disposé sur la bonne trajectoire de descente lorsque le moteur tombe en panne, et dans les conditions dans lesquelles il n'est pas nécessaire d'entreprendre une manoeuvre de reprise d'altitude pour tenter un autre atterrissage, mais il est facile de se rendre compte que le commandant de bord doit disposer de la meilleure trajectoire de vol possible pour pouvoir manoeuvrer sans danger l'avion dans toutes les conditions de vol.Sur ce point, l'installation de commande selon l'invention escamote automatiquement les obturateurs de fentes 34 s'ils sont alors déployés sous la forme de dispositifs de réglage direct de la portance, et escamote partiellement, de manière automatique, les volets 28 et 30 de l'aile dont le moteur fonctionne ( c'est-à-dire de l'aile 16 sur la figure 2B ). L'escamotage automatique des obturateurs de fentes 34 provoque un aplatissement de la trajectoire de descente de façon à contrecarrer l'accroissement de l'angle de la trajectoire de descente qui serait normalement causé par la panne de moteur, et une diminution de la traînée qui provoquerait une décélération de l'air et une nouvelle augmentation de l'angle de la trajectoire de descente. L'escamotage partiel des volets 28 et 30 de l'aile qui porte le moteur qui fonctionne ( aile 16 sur la figure 2B ) réduit la portance de cette aile de façon à équilibrer un moment de roulis qui sinon serait provoqué par le moteur défectueux.Ainsi que cela sera décrit relativement à la figure 6, on a constaté que l'escamotage des volets 28 et 30 de l'aile dont le moteur fonctionne se fait le mieux en fonction de la vitesse de l'avion, sans utilisation d'une compensation des volets si l'avion entreprend une procédure de reprise d'altitude. Avec l'activation décrite ci-dessus du volet USB 26, des obturateurs de fente 34 et des volets 28 et 30, tout moment de roulis subsistant est compensé par des moyens manuels de commande latérale. Par exemple, sur la figure 2B, l'aileron 32 et les obturateurs de fente 34 de l'aile 16 sont partiellement activés de façon à procurer l'action nécessaire de commande latérale. L'homme de l'art se rendra compte que, dans la plupart des cas, il serait possible d'utiliser l'aileron 32 et les obturateurs de fentes 3A de l'aile dont le moteur fonctionne pour exercer la commande latérale nécessaire de façon à compenser le moment de roulis causé par le moteur défectueux, sans escamotage partiel des volets 28 et 30. Mais l'homme de l'art se rendra compte en outre qu'une telle procédure accroit encore la traînée et n'est donc pas aussi avantageuse que l'action exercée par l'installation de commande selon l'invention. Sur ce point, il a été déterminé que, dans un avion particulier dans lequel l'invention est utilisee, l'installation de commande selon l'invention permet éventuellement à l'avion d'atteindre une trajectoire de vol hbrizontale au cours d'un atterrissage court, en permettant en outre un gradient ascensionnel positif sans augmentation de la vitesse de l'air par rapport a l'avion si une procédure de reprise d'altitude s'avère nécessaire. Les figures 3A et 3B permettent de se rendre compte comment fonctionne cette invention lorsqu'un moteur tombe en panne avant ou pendant une procédure de décollage court. Comme le montre la figure 3A, au cours d'une opération normale de décollage court, alors que les moteurs 12 et 14 fonctionnent tous deux parfaitement, les volets 28 et 30 de chaque aile 16 et 18 sont déployés d'une manière classique de façon à assurer la portance.Dans l'avion particulier qui est représenté sur la figure 3A, les volets USB 24 et 26 ne sont pas déployés partiellement de façon à procurer une portance supplémentaire au cours de la procédure de décollage, car cet avion particulier fournit un vecteur poussée suffisant portance ) pour accomplir un décollage court alors que les volets USB sont complètement escamotés. I1 faut se rendre compte que d'autres avions avec lesquels l'invention peut être mise en oeuvre peuvent utiliser des volets déployés d'augmentation de portance, tels que les volets USB 24 et 26, au cours de la manoeuvre de décollage, mais que le fonctionnement de la présente invention reste sensiblement tel qu'il est décrit ici. Comme le montre la figure 3B, qui représente la configuration de décollage court alors que le moteur 14 est tombé en panne avant ou pendant une procédure de décollage court, le volet USE 26 qui se trouve derrière le moteur défectueux 14 est déployé dans la même position que les volets adjacents 28 et 30. Comme dans la procédure d'atterrissage court avec un moteur défectueux, les fentes 36 du volet USB déployé sont ouvertes de façon à procurer une portance qui compense partiellement la portance normalement procurée par l'écoulement du courant d'échappement du moteur 14 sur l'aile 18. Le fonctionnement déjà décrit de l'installation de commande selon l'invention se fait de telle sorte que la commande manuelle nécessaire pour accomplir la manoeuvre voulue est sensiblement la même que dans le cas où les deux moteurs fonctionnent parfaitement. Pourtant, le fonctionnement de la présente invention est assez rapide pour permettre le décollage court de l'avion lorsqu'un moteur tombe en panne alors que l'avion est sur le point d'exécuter un décollage court Sur ce point, il a été déterminé que des temps de fonctionnement total de 1 t installation de l'ordre de moins de 10 secondes sont généralement satisfaisants. Par exemple, dans le cas où l'invention est incorporée à l'avion dont il a déjà été question, un temps de fonctionnement de 7 secondes environ est utilisé, 1 seconde étant allouée à la détection de la panne de moteur, et 6 secondes étant utilisées pour placer correctement les gouvernes. Dans cette forme de réalisation, les volets USB sont actionnés hydrauliquement entre des angles de déploiement de 0 et 700, et peuvent être déplacés à la vitesse de 100 par seconde. La figure 4 représente graphiquement la répartition de la portance sur les ailes 16 et 18 au cours d'une procédure d'atterrissage court alors que les deux moteurs fonctionnent bien ( en trait tireté ), alors qu'un moteur fonctionne mal et sans la redistribution de portance réalisée selon l'invention ( en trait plein ), et alors qu'un moteur fonctionne mal et que l'avion est mis dans la configuration décrite ci-dessus de façon à redistribuer la portance ( en trait interrompu ). Reportons-nous au schéma par blocs de la figure 5. L'installation de commande selon l'invention comporte une unité 40 de commande de vol qui est interconnectée à un certain nombre de dispositifs d'entrée a signaux qui sont enfermés dans le rectangle 42 en trait interrompu , et un certain nombre de dispositifs d'actionnement qui sont enfermés dans le rectangle 44 également en trait interrompu. Comme on le comprendra à la lecture de la description suivante, l'unité 40 de commande de vol est en fait une unité de traitement numérique et peut être un calculateur numérique programmable, un microprocesseur câblé, ou bien un agencement de circuits logiques numériques pour effectuer les opérations décrites ici.Par exemple, dans la forme de réalisation de l'invention dont il a déjà éte question, les opérations de l'unité 40 de commande de vol sont exécutées dans trois calculateurs numériques programmables de l'installation de commande de vol sans danger panne/activepasse/passive, à triple redondance, qui fournit une installation intégrée pouvant accepter plusieurs autres fonctions de commande de vol, par exemple la commande automatique déjà mentionnée de la position des volets USB et des réglages des manettes des gaz des moteurs, de façon à orienter le vecteur poussse fourni par les volets USB, de manière à fournir les composantes appropriées de poussée vers l'avant et de portance.Au cours d'une manoeuvre d'atterrissage court, une telle installation de commande de vol commande automatiquement les volets USB 24 et 26 et les manettes de gaz des moteurs de l'avion qui est représenté sur la figure 1 de façon à maintenir l'avion à une vitesse d'approche choisie tandis que l'avion est guidé le long d'une trajectoire de descente voulue. En tout cas, l'unité 40 de commande de vol reçoit des signaux des dispositifs d'entrée contenus dans le rectangle 42 en trait interrompu de façon à détecter une panne de moteur, à détecter si l'avion est en train d'exécuter une manoeuvre de décollage ou d'atterrissage court, et fournit des signaux appropriés au dispositif d'actionnement contenu dans le rectangle 44 en trait interrompu de façon à remettre l'avion dans la configuration déjà décrite relativement aux figures 2 t 3. Ainsi que cela sera décrit plus en détail ci-après, la panne d'un moteur est detectée à partir des niveaux de pression qui règnent dans les moteurs 12 et 14. Dans le dispositif de la figure 5, des capteurs de pression 46 et 48, montés respectivement dans les moteurs 12 et 14, fournissent des signaux représentatifs de la pression interne des moteurs, qui sont eux-mêmes représentatifs de la poussée fournie par ce moteur particulier. Dans la forme de réalisation de l'invention dont il a déjà été question, les capteurs de pression 46 et 48 sont des capteurs de pression triplex classiques qui sont montés dans des lumières de pression entre les étages de turbine des moteurs 12 et 14, un signal de sortie de chaque capteur de pression 46 et 48 étant fourni à chacun des trois calculateurs numériques de commande de vol.De préférence, comme cela sera décrit relativement à la figure 7, l'installation de commande selon l'invention est agencée de façon à détecter une panne de moteur en comparant à un seuil prédéterminé la différence de pression entre les moteurs 12 et 14, et en comparant la pression qui règne dans chaque moteur 12 et 14 à un niveau de seuil qui est représentatif d'un niveau de poussé minimal, par exemple un niveau de poussée correspondant au ralenti du moteur.En outre, pour empêcher des variations parasites de la pression des moteurs de provoquer une indication incorrecte de panne de moteur, l'installation de commande est de préférence agencée de telle sorte qu'une panne de moteur n'est pas indiquée à moins que la poussée qui est fournie par l'un des moteurs 12 ou 14 soit inférieure au seuil de poussée minimal pendant un intervalle de temps prédéter- miné, et que la grandeur de la différence entre les deux signaux de pression dépasse continuellement le seuil de pression prédéterminé au cours de cet intervalle de temps prédéterminé. Dans la forme de réalisation de la figure 5, l'unité 40 de commande de vol détecte si oui ou non une manoeuvre de décollage ou d'atterrissage court est en train d'entre exécuté à partir des signaux fournis par un sélecteur 49 de position de voletas. Le sélecteur 49 de position de volets est le mécanisme utilisé par le commandant de bord pour déployer les volets USB 24 et 26, les volets centraux et extérieurs 28 et 30 et les obturateurs de fentes 34, en les mettant dans la position correcte pour exécuter une manoeuvre voulue. En particulier, comme dans les avions classiques, des réglages prédéterminés des gouvernes de l'avion sont associés aux manoeuvres d'atterrissage et de décollage d'un avion ADAC, réglages prédéterminés qui peuvent donner une indication de la procédure alors tentée.Spécifiquement, dans l'avion ADAC dont il a déjà été question et auquel l'invention est incorporée, le sélecteur 49 de position de volets peut prendre cinq positions, dont l'une correspond à l'escamotage de tous les volets, dont deux autres correspondent au deploiement des volets pour les manoeuvres de décollage dans lesquelles l'avion porte une lourde charge et un décollage court ne peut être entrepris, dont une autre position correspond au déploiement des gouvernes en vue d'un décollage court, et dont deux dernieres positions correspondent à des manoeuvres d'atterrissage court.Pour simplifier l'identification de ces positions, les cinq positions du sélecteur 49 sont respectivement marquées " haut " et " 10 ", "20", "30", "45" et "60", même si les chiffres indiqués ne correspondent pas au déploiement angulaire des volets centraux 28 et des volets extérieurs 30, ou des volets USB 24 et 26.Par exemple, lorsque le sélecteur 49 de position des volets est mis sur la position de décollage court "30", ou bien sur les positions d'atterrissage court "45" et "60", les volets centraux.et extérieurs sont totalement déployés et forment un angle de 60 environ, les volets USB étant escamotés pour la position de décollage court " 30" et-étant déloyés en vue de l'augmentation de poussée lorsque le sélecteur 49 est mis sur les positions d'atterrissage court "45" et 60, Ainsi qu'on lTa déjà décrit, les obturateurs de fentes 34 sont déployés sous la forme de dispositifs de réglage direct de la portance seulement lorsque le secteur 49 est mis sur une position qui correspond à l'exécution d'un atterrissage court total ( "60"). Dans le dispositif de la figure 5, l'unité 40 de commande de vol détecte qu'une manoeuvre d'atterrissage ou de décollage court est en cours d'exécution, en comparant à une première valeur de seuil un signal représentatif de la position du sélecteur 49 de position des volets, pour déterminer si oui ou non le sélecteur occupe une position de "30" ou davantage. Pour déterminer si oui ou non la procédure ADAC est une manoeuvre d'atterrissage1 l'unité 40 de commande de vol compare la position du sélecteur 49 à une seconde valeur de seuil de façon à déterminer si oui ou non le sélecteur de position occupe une position de " 45 " ou davantagveS c'est-à-dire "60". L'homme de l'art se rendra compte qu'il est possible de faire appel à différents autres agencements pour déterminer si oui ou non l'avion est en train d'exécuter une procédure de décollage ou d'atterrissage court . Par exemple, les signaux qui sont fournis par les capteurs 50 et 52 de la position des volets centraux et des volets extérieurs ( figure 5 ), par les capteurs 58 et 60 de la position des volets USB, et par un capteur de position qui est associe aux obturateurs de fentes 34, peuvent être traités logiquement dans l'unité 40 de commande de vol pour déterminer si les gouvernes sont alors déployées de façon à placer l'avion dans une configuration de décollage ou d'atterrissage court Ainsi qu'on l'a déjà décrit, dans l'avion ADAC 10 de la figure 1, les obturateurs de fentes 34 peuvent être utilisés comme dispositifs de réglage direct de la portance au cours d'une approche d'atterrissage court, c'est- -dire lorsque le sélecteur 49 de position de volets de la figure 5 occupe la position "60". Lorsqu'elle est incorporée à un tel avion ADAC, l'unité 40 de commande de vol fournit un signal à des dispositifs 54 et 56 d'actionnement des obturateurs de fentes de façon à les abaisser, c'est-à-dire de façon à les remettre dans une position dans laquelle-ils se trouvent sensiblement au ras de la surface supérieure 20 et 22 des ailes 16 et 18, chaque fois qu'un moteur ne fonctionne pas et que la position du sélecteur 49 de position des volets dépasse le second niveau de seuil.De préférence, les dispositifs 54 et 56 d'actionnement des obturateurs de fentes sont les dispositifs classiques qui sont utilisés sur les avions auxquels l'invention est incorporée, l'unité 40 de commande de vol neutralisant le signal fourni pour activer les obturateurs de fentes 34 en tant que dispositifs de réglage direct de la portance au cours d'une approche d'atterrissage court avec les volets en position maximale En outre, les signaux fournis par les capteurs 50 et 52 de position des volets sont utilisés conjointement aux signaux fournis par les capteurs 58 et 60 de position des volets USB pendant une procédure de décollage court ou d'atterrissage court chaque fois qu'un moteur fonctionne mal.Par exemple, dans le cas représenté sur les figures 2B et 3B, c'est-à-dire lorque le moteur 14 ( le moteur droit ) est tombé en panne, l'unité 40 de commande de vol compare un signal fourni par le capteur 60 de position du volet USB de droite au signal fourni par le capteur 52 de position des volets, et fournit à un dispositif d'actionnement asservi 64, qui actionne le volet USB 26, un signal de commande jusqu'à ce que la position du volet USB 26 concorde avec la position des volets central et extérieur adjacents 28 et 30. De même, si c'est le moteur gauche 12 qui tombe en panne, le signal fourni par le capteur 48 de position du volet USB est comparé au signal fourni par le capteur 50 de position des volets de façon à fournir un signal de commandement à un dispositif d'actionnement asservi 62 pour faire venir le volet USB 24 dans le prolongement des volets 28 et 30 de l'aile 16.Les capteurs 50 et 52 de position des volets et les capteurs de position des volets USB peuvent être des capteurs classiques de position de volets qui détectent soit la position réelle des volets soit le signal de commandement qui est fourni à ces volets. Pour ouvrir les fentes 36 du volet USB 24 ou 26 chaque fois que l'un des volets USB est déployé derrière un moteur 12 ou 14 qui ne fonctionne pas,l'unité 40 de commande de vol fournit un signal au mécanisme 66 ou 68 d'actionnement de fentes. Comme décrit dans la technique antérieure, les.mécanismes 66 et 68 d'actionnement de fentes sont généralement des mécanismes hydrauliques, pneumatiques ou électriques classiques. En conséquence, le signal fourni par l'unité 40 de commande de vol est traité de façon à s'adapter au dispositif d'actionnement particulier employé sur le volet USB qui est utilisé. Pour éviter l'endommagement de la structure des volets USB, les fentes 34 ne s'ouvrent pas à moins que le déploiement du volet USB intéressé dépasse un angle prédéterminé. Autrement dit, l'actionnement du mécanisme d'actionnement des fentes alors que le volet USB se trouve dans une position escamotée ou même légèrement déployée provoquerait une interférence entre les éléments adjacents de la structure des volets USB. En conséquence, dans la mise en pratique de l'invention, les mecanis- mes 66 et 68 d'actionnement de fentes ne sont pas activés à moins que le signal fourni par le capteur approprié 58 ou 60 de position des volets USB indique que le volet USB qui est déployé derrière un moteur défectueux atteint une position prédéterminée.Plus explicitement, dans le cas où un volet USB selon la technique antérieure est incoporé à 11 avion ADAC de la figure 1, les fentes 36 ne s'ouvrent que lorsque le volet USB 24 ou 26 est déployé de façon à correspondre à la position des volets centraux et extérieurs 28 et 30 qui sont déployés dans une position de décollage oud'atterrissage court , c'est-à-dire lorsque le signal de position des volets qui est fourni par le sélecteur 49 de position des volets dépasse la première valeur de seuil prédéterminée. Pour mettre en place les volets central et extérieur 28 et 30 de l'aile de l'avion dont le moteur fonctionne, l'unité 40 de commande de vol fournit un signal de commandement à un dispositif 70 d'actionnement asservi de compensation ou d'équilibrage de volets pour mettre en place les volets 28 et 30 de l'aile 16, ou bien à un dispositif 72 d'actionnement asservi de compensation ou d'équilibrage de volets pour mettre en place les volets 28 et 30 de l'aile 18.Les dispositifs 70 et 72 d'actionnement asservi de compensation des volets sont des dispositifs d'actionnement asservi classiques, l'unité 40 de commande de vol fournissant un signal de commande au dispositif 70 ou 72 jusqu'à ce que les volets appropriés 28 et 30 soient escamotés dans une position dans laquelle ils contrecarrent sensiblement le-moment de roulis causé par un moteur défectueux. Dans la mise en pratique de l'invention, on a constaté qu'il était satisfaisant d'escamoter les volets 28 et 30 de l'aile dont le moteur fonctionne, en fonction prédéterminée de la vitesse de l'avion.-En particulier, on a constaté qu'il était avantageux d'escamoter les volets 28 et 30 de l'aile dont le moteur fonctionne ( par exemple l'aile 16 dans le cas correspondant à la figure 2B d'un angle prédétermine lorsque la vitesse de l'avion est comprise dans des limites qui comprennent les vitesses types d'approche d'atterrissage court, ét d'escamoter les volets 28 et 30 d'un angle moindre lorsque la vitesse de l'avion est plus grande que les vitesses types auxquelles l'avion fait une approche d'atterrissage court.Pour permettre à l'unité 40 de commande de vol de régler la position du volet en fonction de la vitesse de l'avion, l'unité 40 de commande de vol est interconnectée au dispositif 74 de l'avion qui fournit les données relatives à l'air. Le programme d'escamotage de volets qui est utilisé dans la forme de réalisation déjà décrite de cette invention est représenté sur la figure 6, sur laquelle Sn désigne le déploiement normal (les deux moteurs fonctionnant parfaitement ) des volets 28 et 30. Pour les vitesses de l'avion inférieures à va, v étant égal ou légère- ment supérieur à la vitesse d'approche normale maximale d'atterrissage court, les volets 28 et 30 de l'aile dont le moteur fonctionne sont escamotés d'un angle égal à & moins m, (m étant l'angle de déploiement des volets correspondant à une compensation maximale. Pour les vitesses de l'avion qui dépassent v mais sont inférieures a à une vitesse vb, l'escamotage des volets 28 et 30 décroît linéairement de telle sorte que, pour les vitesses de l'avion qui dépassent Vb, il n'y a aucune compensation des volets A titre d'exemple uniquement, dans une forme de réalisation particulière de l'invention, la compensation maximale des volets Sn - Sm est fixée à 300, les vitesses de l'avion v a et v b correspondant respectivement à 90 et 125 noeuds. Les figures 7, 8, 9 et 10 sont des diagrammes logiques qui représentent le fonctionnement de l'unité 40 de commande de vol de la figure 5 pour détecter une panne de moteur et agir sur les volets USB 24 et 26, sur les volets centraux et extérieurs 28 et 30, et sur les obturateurs de fentes 34, de la manière décrite cidessus. Les figures 7 à 10 représentent les opérations logiques sous la forme d'ordinogrammes utilisés communément pour la programmation d'un calculateur numérique ou pour l'établissement des interconnexions à l'intérieur d'un microprocesseur, mais l'homme de l'art se rendra compte que des circuits logiques classiques tels que des circuits portes, des circuits comparateurs et des circuits compteurs, peuvent être configurés dans un agencement équivalent. En tout cas, il faut se rendre compte que les opérations logiques qui sont représentées sur les figures 7 à 10 sont exécutés séquentiellement à une vitesse d'itération qui est compatible avec le fonctionnement de l'ensemble de l'installation. Par exemple, dans la forme de réalisation de l'invention dans laquelle l'unité 40 de commande de vol est incorporée à un calculateur numérique de commande de vol qui exécute également d'autres fonctions de commande de vol ADAC, la vitesse d'itération est de 25 itérations par seconde, de façon à permettre un contrôle pratiquement continu du fonctionnement des moteurs et du fonctionnement de l'installation de commande selon l'invention. Reportons-nous à la figure 7. L'unité 40 de commande de vol détermine tout d'abord si oui ou non l'avion est engagé dans une manoeuvre de décollage ou d'atterrissage court , en déterminant si oui ou non le " drapeau " ou variable logique CSTOL est égal à un 1 logique. Le drapeau CSTOL peut encore être fixé égal à 1 chaque fois que le signal fourni par le sélecteur 49 de position des volets dépasse la première valeur de seuil, ou bien par un interrupteur auquel l'installation de commande de vol ADAC est reliée.Si le drapeau CSTOL n"est pas égal à 1, c'est-à-dire si CSTOL est égal à un 0 logique, l'unité 40 de commande de vol teste les drapeaux LEFAIL et REFAIL, qui indiquent respectivement une panne du moteur gauche ( moteur 12 sur la figure I ) et du moteur droit ( moteur 14 sur la figure 1 ), et rend égales à 0 les variables de programme LCOUNT et RCOUNT. Ainsi que cela sera décrit plus en détail ci-après, les variables de programme LCOUSTT et RCOUNT sont utilisées pour établir un intervalle de temps pendant lequel une indication que le moteur 12 ou 14 fonctionne mal doit obligatoirement être présente avant que l'unité 40 de commande de vol engendre un signal déclarant que ce moteur fonctionne mal, c'est-àdire rend égal à 1 le drapeau LEFAIL ou REFAIL. Si l'avion est en train d'exécuter une manoeuvre de décollage ou d'atterrissage courts ( CSTOL = 1 ), l'unité 40 de commande de vol détermine la différence entre les signaux de pression qui sont fournis par les capteurs 46 et 48 de pression de moteur de la figure 5. Sur le schéma de la figure 7, la différence entre les pressions de moteur est identifiée par la variable MDP = PL- PR, PL étant la pression fournie par le capteur 46 de pression de moteur ( moteur gauche ) et PR étant le signal de pression fourni par le capteur 48 de pression de moteur ( moteur droit ). Ensuite, le drapeau REFAIL est testé pour déterminer si une panne du moteur 14 a été déclarée pendant la période d'itération précédente. Si le moteur droit ( moteur 14 ) a déjà été déclaré défectueux, le drapeau LEFAIL et la variable LCOUNT sont rendus égaux à 0, et la séquence logique passe au point A de la figure 7, qui est en fait le point de départ pour la détection de la panne du moteur droit 14. Si le moteur droit n'a pas été déclaré défectueux au cours de l'itération précédente, la pression fournie par le capteur 46 de pression de moteur est- comparée à un seuil de pression Pt, Pt étant une pression de moteur qui correspond à une poussée minipnaie e- déterminée qui doit obligatoirement être developpee par un moteuren état de marche, c'est-à-dire la poussé minimale produite par le moteur lorsqu'il fonctionne au ralenti. Si la pression de moteur PL est supérieure à Pt, le moteur 12 est en état de marche au cours de la période d'itération actuelle. Dans ce cas, l'unité 40 de commande de vol détecte si oui ou non le moteur gauche a été déclaré défectueux au cours de l'itération précédente, en testant le drapeau LEFAIL.Si le drapeau LEFAIL n'est pas égal à 1, c'està-dire si LEFAIL égale 0, le moteur 12 était en état de marche au cours de l'Itération précédente, la variable LCOUNT est rendue égale à 0, et l'unité 40 de commande de vol passe au point A pour le démarrage de la séquence de test en vue de la détermination de la panne du moteur droit 14. S'il est déterminé que le moteur 12 est en état de marche au cours de ititération actuelle mais était défectueux au cours de l'itération précédente, c'est-à-dire si PL n'est pas inférieur à Pt et si le drapeau LEFAIL est égal à l, la variable LCOUNT est diminuée de 1 et testée pour déterminer si oui ou non la variable modifiée LCOUNT est inférieure ou égale à 0. Si LCOUNT est actuellement inférieure ou égale à 0, le drapeau LEFAIL est rendu égal à 0 et la séquence logique passe au point A pour commencer la séquence de test pour déterminer si oui ou non le moteur droit 14 est en état de marche. Si la valeur actuelle de LCOUNT n'est pas inférieure ou égale à 0, le drapeau LEFAIL reste égal à 1 et la séquence passe au point A de la figure 7. S'il est déterminé que PL est inférieur à Pt, c'est-à-dire que la pression dans le moteur 12 est inférieure au niveau de pression prédéterminé au cours de l'itération actuelle, l'unité 40 de commande de vol détermine si la grandeur de la différence de pression MDP est supérieure à une différence de pression prédé terminée Ap, Ap n étant choisi de façon à représenter une différence p de poussée entre les moteurs 12 et 14 qui se produit lorsque l'un des moteurs est défectueux. Si la grandeur de la différence de pression des moteurs n'est pas supérieure à Apt l'unité 40 de commande de vol passe au point A de la séquence représentée sur la figure 7.Si la grandeur de la différence de pression des moteurs est supérieure Ap, le moteur 12 est défectueux au cours de l'itération actuelle et l'unité 40 de commande de vol détermine si oui ou non le moteur 12 était défectueux au cours de l'itération précédente, en déterminant si LEFAIL est égal à 1. S'il avait eté déterminé au cours de l'itération précédente que le moteur gauche 12 était défectueux, c'est-à-dire que LEFAIL était égal à 1, la variable LCOUNT est rendue égale à un compte maximal ( 24 sur le schéma de la figure 7 ), et l'unité 40 de commande de vol passe au point A de la séquence.Si une panne du moteur gauche 12 n'avait pas été déclarée au cours de l'itération précédente, LEFAIL n'est pas égal à 1, la variable LCOUNT est augmentée de 1, et LCOUNT est alors comparé au compte maximal ( 24 dans la forme de réalisation décrite ), le compte maximal étant établi de façon à définir un intervalle de temps convenable. Si la valeur actuelle de la variable LCOUNT n'est pas supérieure ou égale au compte maximal de 24, l'unité 40 de commande de vol'passe au point A de la séquence. Mais si la valeur de LCOUNT au cours de l'itération actuelle est égale ou supérieure à 24, le moteur gauche 12 est déclaré défectueux par égalisation à 1 du drapeau LEFAIL et passage de l'unité 40 de commande de vol au point A de la séquence. L'unité 40 de commande de vol se trouvant au point A de la séquence de la figure 7, la détermination de l'état de panne du moteur gauche 12 est terminée pour l'itération actuelle. En examinant la figure 7, on note qu'après que le point A de la séquence a été atteint, l'unité 40 de commande de vol exécute des opérations identiques mettant en jeu les quantités PR, RCOUNT et REFAIL, de façon à déterminer l'état de fonctionnement du moteur droit 14. Compte tenu du fonctionnement décrit ci-dessus de l'unité 40 de commande de vol, on peut se rendre compte que deux conditions doivent obligatoirement exister pendant un laps de temps prédéterminé avant qu'une panne de l'un ou l'autre moteur soit déclarée. Plus précisément la poussé des moteurs doit être inférieure à un seuil prédéterminé ( déterminé par le fait que la pression PR ou d'un moteur est inferieure au seuil Pt ), et la grandeur de la différence de poussée entre les deux moteurs doit obligatoirement etre supérieure à une différence de poussée predeterminee ( déterminée par comparaison de la variable MDP avec la valeur de seuil sp).En outre, les deux conditions doivent obligatoirement exister pendant-un intervalle de temps prédéterminé, établi en accumulant les variables LCOUNT et RCOUNT à une valeur maximale ( 24 sur le schéma de la figure 7 ) avant que la panne du moteur gauche ou du moteur droit soit déclarée.En ce qui concerne l'accumulation des variables LCOUNT et RCOUNT, la séquence représentée sur la figure 7 fonctionne de la même manière qu'un circuit de compteur progressif -régressif numérique classique. On peut ainsi Voir que, dans une forme de réalisation dans laquelle l'unité 40 de commande de vol est matérialisée par des circuits logiques classiques, un compteur progressif-régressif classique peut être combiné à des circuits comparateurs, des circuits portes et un appareil temporisateur, c'est-à-dire un circuit d'horloger appropriés, de façon à matérialiser sous forme de circuits logiques classiques l'unité 40 de commande de vol. Que l'unité 40 de commande de vol soit réalisée sous la forme d'un calculateur numérique ou sous la forme d'un circuit logique classique, il est avantageux d'utiliser à la fois un niveau de poussée minimal et la différence de poussée entre les deux moteurs comme critères de panne, et de déclarer un moteur défectueux seulement si un moteur ne dépasse pas ces deux parties des critères de panne. Plus précisément, si c'est soit le niveau de poussée minimal soit la différence de poussée qui est utilisée comme critère unique, une panne de moteur pourrait être déclarée dans des cas dans lesquels les deux moteurs fonctionnent. Par exemple, si la différence de poussée est le seul critere, une panne de moteur pourrait être déclarée si les manettes de gaz d'un moteur sont ralenties au cours des manoeuvres au sol ou même en vol. D'autre part, si c'est une différence de poussée minimale qui est utilisée comme seul critère de panne, une condition de panne dans laquelle un moteur produit une poussée relativement importante tandis que le second moteur, par suite d'une panne, produit une poussée sensiblement moindre, ne serait pas détectée. Le fait que les deux conditions doivent exister pendant un certain nombre d'itérations de façon à définir un intervalle de temps de l'ordre de 1 seconde par exemple est avantageux en ce sens qu'une panne de moteur n'est pas déclarée en cas de variations de pression parasites dans l'un des moteurs. De telles variations de pression parasites se produisent, par exemple, lorsque l'avion roule au sol et qu'un courant-d'échappement provenant d'un autre avion atteint l'admission du moteur en provoquant une interruption du débit d'air dans ce moteur. La figure 8 représente une séquence logique appropriée pour que l'unité 40 de commande de vol provoque l'abaissement déjà écrit des obturateurs de fentes 34 pendant une approche d'atterrissage court, alors qu'un moteur ne fonctionne pas et que les obturareurs de fentes 34 sont utilisés comme dispositifs de réglage direct de la portance. Dans l'agencement de la figure 8, on détecte la panne de l'un des moteurs 12 et 14 en déterminant si le drapeau LEFAIL ou le drapeau REFAIL est égal à 1.Si aucun de ces deux drapeaux n'est égal à 1, un drapeau de panne EFAIL, qui correspond à la panne de l'un des deux moteurs, est rendu égal à zero. Si l'un des deux moteurs est tombé en panne, le drapeau EFAIL est rendu égal à 1, et le signal de fixation de drapeau qui est fourni par le sélecteur 49 de position des volets ( figure 5 est comparé à une valeur de seuil pour déterminer si les volets centraux et extérieurs 28 et 30 sont déployés dans une position dans laquelle les obturateurs de fente 34 sont redressés. Si les obturateurs de fente sont redressés, llunité 40 de commande devol abaisse immédiatement les obturateurs de fente.Si les volets centraux et extérieurs 28 et 30 ne sont pas dans une position dans laquelle les obturateurs de fentes 34 sont redressés, la séquence est terminée La figure 9 représente une séquence logique convenable pour mettre en place le volet USB 24 ou 26 qui se trouve derrière un moteur défectueux 12 ou 14, et pour ouvrir les fentes 36 du volet USB approprié pendant une manoeuvre de décollage ou d'atterrissage court . On déclenche cette séquence après avoir déterminé si un décollage ou un atterrissage court est alors tenté, c1 est-à-dire si la variable CSTOL est égal à 1, comme décrit relativement à la séquence logique de la figure 7. Dans 19 agencement de la figure 9, les drapeaux de panne de moteur LEFAIL et REFAIL sont testés pour déterminer Si le moteur gauche 12 ou le moteur droit 14 fonctionne mal.Si les deux moteurs fonctionnent bien, c'est-à-dire si ni LEFAIL ni REFAIL ntest égal à 1, aucune action n' est exécutée par l'unité 40 de commande de vol. Mais si LEFAIL ou REFAIL est égal à 1, l'unité 40 de commande de vol met en place le volet USB approprié 24 ou 26 et ouvre les fentes 36 de ce volet USB.Par exemple, si c'est le moteur gauche 12 qui fonctionne mal ( drapeau LEFAIL = 1 ), le signal qui est fourni par le capteur 58 de la position du volet USB du moteur gauche ( figure 5 ) est comparé au signal qui est fourni par le capteur 50 de la position du volet central et du volet extérieur ( figure 5 ) . Sur le schéma de la figure 9, la position des volets central et extérieur 28 et 30 est désignée par Sr Si, au cours de l'itération actuelle, le volet USB 24 n'occupe pas une position qui correspond à celles des volets central et extérieur adjacents 28 et 30, l'unité 40 de commande de vol active le volet USB gauche 24 en fournissant un signal au dispositif 62 d'actionnement asservi du volet USB ( figure 5 ). Que le volet USB 24 occupe alors une position qui correspond à celle du volet central 28 et du volet extérieur 30 adjacents, ou que le volet USB 24 occupe une telle position par actionnement du dispositif d'actionnement asservi 62, l'unité 40 de commande de vol détermine ensuite si la position actuelle du volet USB 24 dépasse une valeur de seuil #t2, cette valeur de seuil St2 étant établie t2 de façon à déterminer l'angle de déploiement du volet USB dont les fentes 36 seront ouvertes.Par exemple, en ce qui concerne 11 avion déjà décrit dans lequel le sélecteur 49 de la position des volets occupe une position "45" ou "60" en vue des manoeuvres d'atterrissage court, le seuil St2 peut être la seconde valeur de seuil déjà mentionnée que l'on utilise pour déterminer si un atterrissage court est en cours d'exécution ( par exemple #t2 = 42 ). Si le volet USB 24 occupe une position correspondant à un angle plus grand que le seuil St2' 2, l'unité 40 de commande de vol fournit un signal pour activer le dispositif d'actionnement 66 de fentes de la figure 5 pour ouvrir les fentes 36 du volet USB 24.Comme on peut le voir sur la figure 9, si c'est le moteur droit qui fonctionne mal et si l'avion est en train d'exécuter une manoeuvre d'atterrissage ou de décollage courts, l'unité 40 de commande de vol agit sur le volet USB 26 et sur les fentes 36 de ce volet, de la même manière. Compte tenu de la séquence décrite ci-dessus, on peut se rendre compte que la position d'un volet USB 24 ou 26 qui se trouve derrière un moteur défectueux 12 ou 14 sera réajustée à chaque itération de l'unité 40 de commande de vol. Ainsi, les volets USB 24 et 26 sont effectivement commandés de façon à suivre toute variation de la position des volets 28 et 30. Par exemple, si l'avion tente d'exécuter une manoeuvre de reprise d'altitude au cours d'une approche d'atterrissage court avec un moteur défaillant, le volet USB qui se trouve derrière ce moteur défaillant fonctionne conjointement aux volets centraux et extérieurs 28 et 30. La figure 10 représente une séquence logique convenable pour que l'unité 40 de commande de vol provoque l'escamotage des volets central et extérieur 28 et 30 de l'aile dont le moteur fonctionne, au cours d'une manoeuvre d'atterrissage court avec un moteur défaillant. En particulier, le dispositif de la figure 10 fait escamoter les volets appropriés 28 et 30 conformément au programme de la figure 6. Sur la figure 10, le signal #F qui est fourni par le sélecteur 49 de position des volets de la figure 5 est comparé au second seuil Jt2 de déjà décrit pour déterminer si la procédure en cours d'exécution est une manoeuvre d'atterrissage court.Si #F est inférieur à la valeur de seuils ,ce qui indique qu'une manoeuvre d'atterrissage court n'est pas en train d'être tentée, aucune compensation des volets n'est nécessaire et la variable #eot de compensation des volets est rendue égale à 0. Si eot F est plus grand que #t2 ce qui indique qu'une manoeuvre d'at t2, terrissage court est en train d'être tentée, le signal de vitesse de l'avion qui est fourni par le dispositif 74 qui fournit les données relatives à l'air ( figure 5 ) est comparé à la vitesse v a déjà définie relativement à la figure 6.Si la vitesse actuelle Vc de l'avion est inférieure ou égale à va, la variable Seot tot de eot compensation des volets est fixée de façon à provoquer une compensation maximale des volets appropriés 28 et 30, c'est-à-dire qu'elle est rendue égale à #n - #m. Si la vitesse de l'avion Vc dépasse la vitesse va, et dépasse vb de la figure 6, la variable #eot de eot compensation des volets est rendue égale à 0. Mais si la vitesse de avion Vc est comprise entre les vitesses va et vb, la variable c #eot de compensation des volets est rendue égale à (v-Vc) (#n - #m)/(vb-va).Une fois que la variable correctes eot de compensation des volets a été déterminée, l'unité 40 de commande de vol détermine si le moteur défectueux est le moteur 12 ou le moteur 14, en déterminant lequel des drapeaux de panne de moteur LEFAIL ou REFAIL est égal à I, et fournit un signal approprié au dispositif 70 d'actionnement asservi de compensation des volets ou au dispositif 72 d'actionnement asservi de compensation des volets de la figure 5.Autrement dit, si c1 est le drapeau de panne LEFAILqui est égal à 1, c'est le moteur gauche 12 qui fonctionne mal, et le signal de compensation des volets est alors appliqué au dispositif 70 d'actionnement asservi de compensation des volets, tandis que si c' est le drapeau de panne REFAIL qui est égal à I, c'est le moteur droit 14 qui fonctionne mal, et le signal de compensation des volets est alors appliqué au dispositif 72 d'actionnement asservi de compensation des volets. L'homme de l'art se rendra compte que la forme de réalisation de l'invention qui est décrite ici l'est à titre d'exemple et que de nombreuses variantes peuvent lui être apportées sans s'écarter du champ d'application de l'invention. Par exemple, ainsi lu'on l'a déjà mentionné, l'unité 40 de commande de vol peut être réalisée sous la forme d'un calculateur numérique programmable, d'un microprocesseur, ou bien d'un agencement de circuits logiques classiques. En outre, bien que l'invention soit décrite dans le contexte d'un avion ADAC ayant deux moteurs et des volets à fentes classiques comportant un volet central et un volet extérieur sur chaque aile, d'autres avions à plusieurs moteurs comportant différents agencements classiques et connus de volets utilisés conjointement à des volets d'augmentation de portance ( par exemple les volets USB dont il est question ici ) peuvent employer avantageusement llinventi-on. REVENDICATIONS 1. Procédé de reconfiguration automatique des gouvernes d'un avion à décollage et atterrissage courts ( ADAC ) ayant au moins deux moteurs, lorsque llun desdits moteurs fonctionne mal et que ledit avion exécute une manoeuvre de décollage ou d'atterrissage court , lesdits moteurs étant montés respectivement sur l'aile gauche et l'aile droite dudit avion et chacun desdits moteurs fournissant un courant d'échappement à un volet déplorable associe d'augmentation de portance aérodynamique ( " USB " ), chacun desdits volets USB étant placé transversalement le long du bord de fuite de l'aile de l'avion derrière ledit moteur associé, chacun desdits volets USB comportant un moyen pour ouvrir au moins une fente transversale pratiquée dans ledit volet USB en réponse à un signal prédéterminé, ledit avion ADAC ayant également au moins deux volets à fentes classiques, au moins un desdits volets à fentes classique étant placé transversalement le long du bord de fuite de l'aile de l'avion à l'extérIeur d'un volet USB, caractérisé en ce qu'il consiste à détecter celui desdits moteurs qui fonctionne mal à déployer automatiquement le volet USB qui se trouve derrière ledit moteur qui fonctionne mal, jusqu'à un angle de déploiement qui correspond à l'angle de déploiement dudit volet à fentes classique qui se trouve à l'extérieur dudit volet USB déployé à fournir ledit signal de commande prédéterminé de façon à ouvrir ladite ou lesdites fentes transversales dudit volet USB qui se trouve derrière ledit moteur qui fonctionne mal ;; et à escamoter.automatiquement chacun desdits volets à fentes classiques qui se trouvent sur l'aile dudit avion autre que celle qui fonctionne mal, ledit volet à fentes classique étant escamoté dans une position qui contrecarre au moins partiellement le moment de roulis causé par ledit moteur qui fonctionne mal. 2. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce que, pour détecter celui desdits moteurs qui fonctionne mal, on procède aux opérations suivantes on détecte une pression interne à chacun desdits moteurs, qui est représentative de la poussée fournie par chacun desdits moteurs on détermine la différence entre la pression associée à chaque moteur particulier et la pression associée à au moins un autre desdits moteurs on compare la grandeur de ladite différence de pression à une première valeur de seuil prédéterminée ; on compare la pression associée à chacun desdits moteurs à une seconde valeur de seuil prédéterminée ;; on fournit un signal qui indique qu'un moteur particulier fonctionne mal lorsque ladite pression associée audit moteur particulier est inférieure à ladite seconde valeur de seuil prédéterminée et que la grandeur de la différence entre la pression asso ciée à un moteur particulier et la pression associée à au moins un autre moteur dépasse ladite première valeur de seuil prédéterminée. 3. Procédé selon la revendication 1 ou 2, caractérisé en ce qu'il consiste en outre à déterminer si oui ou non ledit avion ADAC est en train d'exécuter une manoeuvre de décollage ou d'atterrissage ; et à escamoter automatiquement chacun desdits volets à fentes classiques qui se trouvent sur l'aile dudit avion autre que celle qui porte ledit moteur qui fonctionne mal, uniquement lorsque ledit avion est en train d'exécuter une manoeuvre d'atterrissage. 4. Procéde selon la revendication 1, 2 ou 3, caractérisé en ce que ledit avion ADAC comporte en outre des obturateurs de fentes qui sont placés sur la surface supérieure desdites ailes gauche et droite, lesdits obturateurs de fentes pouvant être déployés d'une position abaissée, au ras de ladite surface supérieure de l'aile, à une position redressée permettant le réglage direct de la portance au cours des manoeuvres d'atterrissage court, ledit procédé consistant en outre à remettre lesdits obturateurs de fentes dans leur position abaissée lorsque ledit avion est en train d'exécuter une manoeuvre d'atterrissage et que l'un des moteurs fonctionne mal. 5. Procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 4, caractérisé en ce que, pour déployer- chacun desdits volets USB qui se trouvent derrière ledit moteur qui fonctionne mal, on procède aux opérations suivantes on détermine la différence entre l'angle de déploiement dudit volet USB qui se trouve derrière ledit moteur qui fonctionne mal et l'angle de déploiement desdits volets classiques qui sont placés à l'extérieur dudit volet USB déployé ; et on fournit un signal de façon à déplacer ledit volet USB qui se trouve derrière le moteur qui fonctionne mal jusqu'à un angle de déploiement qui correspond plus étroitement à l'angle de déploiement dudit volet classique qui se trouve à l'extérieur dudit volet USB déployé chaque fois que ladite différence dépasse une mesure prédéterminée. 6. Procédé selon la revendication 3, 4 ou 5, caractérisé en ce que, pour escamoter automatiquement lesdits volets à fentes classiques qui sont placés sur l'aile dudit avion autre que celle qui porte ledit moteur qui fonctionne mal, on procède aux opérations suivantes : on détecte la vitesse d'avance de 11 avion ADAC on escamote automatiquement lesdits volets à fentes dans une mesure prédéterminée lorsque ladite vitesse d'avance est inférieure à une vitesse prédéterminée on maintient lesdits-volets à fentes dans une position de déploiement total lorsque ladite vitesse d'avance est supérieure à une seconde vitesse prédéterminée ; et on escamote automatiquement lesdits volets à fentes dans une mesure qui est directement proportiQanelle à la différence entre ladite vitesse d'avance de l'avion et ladite seconde vitesse prédéterminée lorsque ladite vitesse d'avance de l'avion est supérieure à ladite première vitesse prédéterminée et est inférieure à ladite seconde vitesse prédéterminée. 7. Installation de commande automatique pour avion ADAC comportant deux ailes disposées de part et d'autre d'un fuselage, aumoins un moteur à turbine à gaz étant placé sur chacune desdites ailes pour fournir un courant d'échappement à un volet d'augmentation de portance qui peut être déployé vers le bas et vers l'arrière du bord de fuite de l'aile sur laquelle ledit moteur est monté, ledit volet d'augmentation de portance comportant au moins une fente transversale et un moyen de fermeture de fente pour ouvrir ou fermer sélectivement ladite ou lesdites fentes transversales, et chagrine desdites ailes dudit avion ADAC comportant en outre au moins un volet à fentes qui peut etre déployé vers le bas et vers l'arrière du bord de fuite desdites ailes de l'avion dans une position dans laquelle ledit volet à fentes n'est pas alimenté par un courant d'échappement provenant dudit moteur qui fournit ledit courant d'échappement audit volet d'augmentation de portance, ladite installation de commande automatique agissant sur lesdits volets d'augmentation de portance et sur lesdits volets à fentes lorsqu'un moteur fonctionne mai, caractérisée-en ce qu'elle comprend un moyen de détection de panne de moteur pour détecter ltetat de mauvais fonctionnement de l'un desdits moteurs à turbine à gaz et un moyen de commande de vol qui comporte lui-même un moyen qui réagit audit moyen de détection de panne de moteur en déployant le volet d t d'augmentation de portance normalement alimenté par un courant d'échappement provenant dudit moteur qui fonctionne mal, jusqu'à une position dans laquelle le déploiement, vers l'arrière et vers le bas, dudit volet d'augmentation de portance correspond au déploiement, vers l'arriere et vers le bas, du volet à fentes qui se trouve sur l'aile dudit avion portant ledit moteur qui fonctionne mal un moyen destiné à agir sur ledit moyen de fermeture de fentes de façon à ouvrir ladite ou lesdites fentes transversales dudit volet d'augmentation de portance qui est normalement aliment par un courant d'échappement provenant dudit moteur qui fonctionne mal et un moyen d'escamotage partiel du volet à fentes de l'aile autre que celle qui porte ledit moteur qui fonctionne mal, de façon à réduire le moment de roulis et la traînée correspondante causés par ledit moteur qui fonctionne mal. 8. Installation de commande selon la revendication 7, caractérisée en ce que ledit moyen de détection de panne de moteur comporte un capteur de pression qui est monté dans chacun desdits moteurs fournissant un courant d'échappement à un volet d'augmentation de portance1 chacun desdits capteurs de pression fournissant un signal électrique proportionnel à la poussée fournie par le moteur dans lequel ledit capteur de pression est monté, et un moyen servant à comparer chaque signal électrique fourni par un capteur de pression à au moins un autre signal électrique fourni par un capteur de pression d'un autre desdits moteurs. 9. Installation de commande selon la revendication 8, carac tériSée en ce que ledit moyen de détection de panne de moteur comporte en outre un moyen servant à comparer à une valeur de seuil prédéterminée les signaux électriques qui sont fournis par chacun desdits capteurs de pression. 10. Installation de commande selon la revendication 9, caractérisée en ce que ledit moyen qui sert à comparer chacun desdits signaux électriques fournis par lesdits capteurs de pression à au moins un signal électrique fourni par un capteur de pression d'un autre desdits moteurs, et ledit moyen servant à comparer lesdits signaux électriques fournis par chacun desdits capteurs de pression à ladite valeur de seuil prédéterminée, sont compris dans une unité de commande numérique de vol servant à traiter des données numériques, ladite unité de commande numérique de vol comparant périodiquement l'un à l'autre lesdits signaux electriques-provenant des capteurs de pression, et comparant périodiquement chacun desdits signaux électriques provenant des capteurs de pression à ladite valeur de seuil prédéterminée. 11. Installation de commande selon l'une quelconque des revendications 7 à 10, caractérisée en ce qu'elle comprend en outre un moyen de détection servant à déterminer si oui ou non ledit avion ADAC est en train d'exécuter une manoeuvre d'atterrissage court et servant à déterminer si oui ou non ledit avion ADAC est en train d'exécuter une manoeuvre de décollage court, et un moyen qui réagit audit moyen de détection de manoeuvre en agissant sur ledit moyen d'escamotage partiel du volet à fentes de l'aile autre que celle qui porte ledit moteur qui fonctionne mal, uniquement lorsque ledit avion ADAC est en train d'exécuter une manoeuvre d'atterrissage avec un moteur défaillant. 12. Installation de commande selon l'une quelconque des revendications 7 à 11, carcatérisée en ce que ledit avion ADAC comporte en outre des obturateurs de fentes qui sont montés sur la surface supérieure de chacune desdites ailes, lesdits obturateurs de fentes pouvant être déployés d'une position abaissée, sensiblement au ras de ladite surface supérieure de chacune desdites ailes, à une position redressée permettant un réglage direct de la portance au cours d'une manoeuvre d'atterrissage court, ladite installation de commande comportant en outre un moyen servant à remettre lesdits obturateurs de fentes dans leur dite position abaissée lorsque lesdits obturateurs de fentes sont déployés en vue d'un réglage direct de la portance et que ledit moyen de détection de panne de moteur détecte qu'un moteur fonctionne mal. 13. Installation de commande selon l'une quelconque des revendications 7 à 12, caractérisée en ce qu'elle comporte en outre un moyen servant à fournir un premier signal de commandement lorsque ledit avion ADAC entreprend une manoeuvre de décollage court, et à fournir un second signal de commandement lorsque ledit avion ADAC entreprend une manoeuvre d'atterrissage court. 14. Installation de commande selon la revendication 13, caractérisée en ce que ledit moyen comparateur fournit un signal de panne de moteur qui indique lequel desdits moteurs à turbine à gaz est défaillant, en ce sens que ledit moteur défaillant fournit une poussée inférieure à ladite poussée prédéterminée. 15. Installation de commande selon la revendication 14, caractérisée en ce que ledit moyen qui réagit à ladite panne de moteur réagit en outre à des signaux représentatifs du déploiement, vers l'arrière et vers le bas, desdits volets à fentes et desdits volets d'augmentation de portance, en fournissant un signal à celui desdits volets d'augmentation de portance qui est normalement alimenté par un courant d'échappement provenant dudit moteur qui fonctionne mal, ledit moyen qui réagit à la panne de moteur fournissant un signal de façon à déployer le volet d'augmentation de portance en question jusqu'à une position correspondant sensiblement à la position déployée de chaque volet qui se trouve sur la même aile dudit avion ADAC que le volet d'augmentation de portance en question ; en ce que ledit moyen d'activation comporte un moyen pour fournir un premier signal de commande prédétermine de façon à ouvrir ladite ou lesdites fentes transversales du volet d'augmentation de portance en question qui est normalement alimenté par un courant d'échappement provenant dudit moteur qui fonctionne mal, lorsque ledit volet d'augmentation de portance est déployé dans une mesure prédéterminée vers le bas et vers l'arrière;; et en ce que ledit moyen d'escamotage partiel comporte en outre un moyen d'escamotage de volets qui réagit audit second signal de commandement et audit signal de panne de moteur en fournissant un signal d'escamotage de volets de façon à escamoter partiellement chacun desdits volets autres que lesdits volets d'augmentation de portance qui sont placés sur l'autre aile que celle qui porte ledit volet d'augmentation de portance en question qui est normalement alimenté par un courant d'échappement provenant dudit moteur qui fonctionne mal, lesdits volets étant escamotés de façon à atténuer au moins en partie le moment de roulis causé par ledit moteur qui fonctionne mal et qui ne fournit pas ladite poussée prédéterminée. 16. Installation de commande selon la revendication 15, caractérisée en ce que ledit moyen d'escamotage de volets réagit à un signal représentatif de la vitesse d'avance dudit avion ADAC, ledit moyen d'escamotage de volets comportant un moyen pour four nir ledit signal d'escamotage de volets de façon à maintenir lesdits volets dans une première position déployée prédéterminée lorsque ladite vitesse d'avance dudit avion ADAC dépasse une première vitesse prédéterminée, ledit moyen d'escamotage de volets comportant un moyen pour fournir ledit signal d'escamotage de volets de façon à mettre chacun desdits volets dans une seconde position déployée prédéterminée lorsque ladite vitesse d'avance dudit avion ADAC est inférieure à une seconde vitesse prédéterminée, ledit moyen d'escamotage de volets comportant en outre un moyen pour fournir ledit signal d'escamotage de volets de fanon à mettre chacun desdits volets dans une position de deploiement intermédiaire entre lesdites première et seconde positions déployées prédéterminées, qui est directement propor tonnelle à ladite vitesse d'avance dudit avion ADAC lorsque ladite vitesse d'avance est supérieure à ladite seconde vitesse prédéterminée et inférieure à ladite première vitesse prédéter- minée. 17. Installation de commande selon la revendication 15 ou 16, caractérisée en ce que ledit moyen qui réagit à ladite panne de moteur comporte un moyen servant à comparer un signal représentatif du déploiement,vers l'arrière et vers le bas, dudit volet d'augmentation de portance en question qui est normalement alimenté par un courant d'échappement provenant dudit moteur défaillant, à un signal représentatif du déploiement, vers l'arrière et vers le bas, de chacun desdits volets qui se trouvent sur la même aile dudit avion ADAC que ledit volet d'augmentation de portance en question, ledit moyen de comparaison comportant un moyen servant à fournir un signal de différence représentatif de la différence entre les déploiements, vers l'arrière et vers le bas, dudit volet dlaugmentation de portance en question et dudit volet à feintes, ledit moyen qui réagit-à ladite panne de moteur comportant en outre un moyen servant à fournir un signal pour déplacer ledit volet d'augmentation de portance vers la même position déployée que ledit volet à fentes lorsque ledit signal de différence dépasse une valeur de seuil prédéterminée 18. Installation de commande selon l'une quelconque des revendications 14 à 17, caractérisée en ce que ledit moyen de comparaison comporte en outre un moyen servant à ne fournir ledit signal de panne de moteur que lorsque le signal représentatif de poussée qui est associé audit moteur particulier est inférieur audit signal de seuil prédéterminé et que le niveau de poussée dudit moteur particulier est inférieur au niveau de poussée fourni par les autres desdits moteurs pendant un laps de temps prédéterminé.