Brevet FR2531218A1 — publié le 19840203

L'invention concerne d'une manière générale les dispositifs de détection d'une pression de pneumatique fai- ble, et plus particulièrement un dispositif destiné à dé- tecter et à indiquer un pneumatique gonflé à une pression insuffisante sur un train d'atterrissage d'avion alors que ce dernier est immobile au sol. Il est extrêmement important que tous les pneu- matiques portés par un train d'atterrissage d'avion soient gonflés à une pression convenable pour assurer la sécurité et la fiabilité des opérations de décollage et d'atterris- sage Ces considérations de sécurité nécessitent souvent du personnel pour inspecter visuellement les trains d'at- terrissage et pour mesurer et vérifier les pressions indi- viduelles de gonflage des pneumatiques avant le décollage. Ces contrôles visuels et mesures peuvent être difficiles à réaliser dans des conditions rigoureuses telles qu'un temps hivernal extrême. Un dispositif produisant avec succès une indica- tion d'une faible pression de gonflage d'un pneumatique est décrit dans le brevet des Etats-Unis d'Amérique N O 4 312 042 Ce dispositif utilise deux paires d'inclinomètres mon- tés sur un élément structurel portant les pneumatiques d'un train d'atterrissage, les axes sensibles d'une paire d'in- clinomètres étant disposés perpendiculairement aux axes sensibles de l'autre paire Les signaux de sortie de la première paire d'inclinaèetres sont soustraits pour pro- duire un signal indiquant l'inclinaison de l'élément struc- turel Les signaux de sortie de la seconde paire d'inclino- mètres sont combinés pour produire un signal indiquant la torsion de l'élément structurel Les signaux d'inclinaison et de torsion sont utilisés pour localiser un pneumatique particulier du groupe de pneumatiques portés par l'élément structurel, ce pneumatique particulier étant gonflé à une pression insuffisante. Bien que le dispositif décrit ci-dessus soit ca- pable de détecter un pneumatique sous-gonflé, il est ap- paru que la sensibilité du dispositif est limite par les variations présentées par les surfaces et les inclinaisons 2- des aires de stationnement, des pistes de circulation et des pistes de décollage et d'atterrissage Etant donné que les variations affectant ces facteurs peuvent être extrêmes, le dispositif doit être réglé pour produire une indication de pression de pneumatique faible lorsque le pneumatique est pratiquement à plat, par exemple lorsqu'une perte de 910 k Pa s'est produite dans un pneumatique gonflé normale- ment à une pression de 1295 k Pa Cependant, même lorsque le dispositif est réglé pour détecter une telle perte im- portante d'air comprimé, des avertissements erronés d'un risque de pneumatique dégonflé peuvent se produire environ une fois tous les 50 vols, en particulier dans des àéro- ports déterminés et dans des positions particulières de secteur Il est souhaitable de réduire cette fréquence d'in- dications erronées. L'invention concerne donc un dispositif de détec- tion d'une pression de pneumatique faible destiné à détec- ter la présence d'un pneumatique bas alors que l'avion ne se déplace pas Le dispositif utilise des signaux de sortie produits par une ou plusieurs paires d'inclinomètres montées sur chaque structure de support de charge de l'avion, par exemple un longeron de bogie ou un axe L'angle d'inclinai- son du longeron ou de l'axe et le poids qu'ils supportent sont "rappelés" après le dernier mouvement de l'avion Des mesures ultérieures de l'angle d'inclinaison de l'axe ou du longeron sont comparées à l'information "rappelée" d'an- gle et de poids pour produire des signaux de différence qui dépendent des variations des surfaces de stationnement, des pistes de circulation et des pistes de décollage et d'atter- rissage ainsi que de la pente. Le signal de différence d'angle est transmis à un amplificateur ayant un gain variable qui dépend du poids détecté, porté par l'élément structurel associé L'amplifi- cateur produit un signal, corrigé en fonction de la charge appliquée à l'élément, représentant l'angle-formé par l'élé- ment structurel avec un plan inertiel de référence Si le signal de l'amplificateur indique que l'angle est supérieur à une valeur prédéterminée, il est produit un signal de sor- tie indiquant une faible pression de pneumatique. De plus, les signaux de différence d'angle et de poids sont utilisés pour l'adressage d'une table de consul- tation qui délivre une seconde valeur représentant la pres- sion du pneumatique La seconde valeur de pression de pneu- matique est alors analysée pour déterminer si elle est extérieure à la plage des pressions acceptables Si tel est le cas, le signal de sortie produit donne alors une indica- tion d'une pression de pneumatique faible. Les valeurs mémorisées dans la table de consul- tation sont déterminées empiriquement pour chaque type d'avions avec lequel le dispositif doit être utilisé L'uti- lisation d'une information individualisée, mémorisée dans la table de consultationa pour résultat de rendre le dispo- sitif très sensible aux variations de pression des pneuma- tiques, tout en offrant une marge importante de protection contre les avertissements erronés O De plus, le dispositif est capable de détecter une condition de pression de pneu- matique faible quelle-que soit la pente de la surface sur laquelle l'avion repose. L'invention sera décrite plus en détail en regard des dessins annexés à titre d'exemple nullement limitatif et sur lesquels la figure 7 est une élévation d'un avion typique sur lequel le dispositif selon l'invention est utilisé, la figuré 2 est une vue schématique en plan des trains d'atterrissage d'un avion, ainsi qu'une vue schéma- tique simplifiée du dispositif selon l'invention; la figure 3 est une élévation schématique d'un train d'atterrissage principal représenté sur la figure 1 la figure 4 est un schéma simplifié d'un dispo- sitif combiné de détection dynamique et statique d'une faible pression de pneumatique, comprenant le dispositif selon l'invention; la figure 4 a est un schéma simplifié d'un circuit destiné à produire un signal d'inhibition de mouvement ap- pliqué à la ligne 50 montrée sur la figure 4; la figure 5 est un graphique illustrant plusieurs courbes de variation d'angle d'inclinaison en fonction d'une charge différentielle de l'avion et d'une pression différen- tielle de pneumatique; et la figure 6 est un schéma simplifié d'une partie du dispositif de la figure 4 comprenant le dispositif selon l invention. Comme représenté sur la figure 1, un avion indiqué globalement en 9 comprend un fuselage 10 et deux ailes 11 por- tant chacune un moteur à réaction 12 Comme représenté éga- lement sur la figure 2, dans la forme de réalisation illus- trée, l'avion 9 comporte un train d'atterrissage avant 16 et deux trains d'atterrissage principaux escamotables 15, 17 portés par les ailes de l'avion. La détection d' une condition de faible pression de pneumatique sur chacun des trains d'atterrissage 15, 16 et 17 s'effectue par détection de la valeur de déformation ou de flexion des éléments structurels de charge tels que les longerons de bogie 20, 26 des trains d'atterrissage principaux 15, 17 et l'axe 29 du train avant 16. L'angle de flexion de l'élément structurel tel que le longeron 20 de bogie est proportionnel au poids ou à la force exercé sur cet élément Le poids appliqué à l'élément et l'angle que ce dernier forme avec un plan inertiel de référence peuvent être utilisés pour donner une indication de la pression de gonflage des pneumatiques por- tés par l'élément - La figure 3 représente schématiquement le train d'atterrissage 15 dont le longeron 20 de bogie est illus- tré en flexion exagérée pour montrer les principes de l'in- vention Un plan inertiel de référence est indiqué par une ligne discontinue horizontale 21 L'angle de flexion du lon- geron est représenté par les angles de référence 01 et 62 Les angles 91 et 02 sont détectés par des transducteurs 22, 23 qui peuvent être des inclinomètres ou d'autres trans- ducteurs capables de produire des signaux représentant l'angle de flexion de l'élément en des premier et second points par rapport au plan inertiel En variante, la con- trainte engendrée dans les éléments structurels 15-17 peut être détectée par des capteurs à réluctance variable Dans ce cas, les signaux provenant des capteurs à réluctance variable peuvent être utilisés pour donner une indication de la pression de gonflage des pneumatiques, comme décrit plus en détail ci-après. Dans la forme préférée de réalisation, les trans- ducteurs 22,23 sont des accéléromètres asservis qui détec- tent directement les angles 01 et 42 comme décrit dans le brevet des Etats-Unis d'Amérique n 3 702 073. Les accéléromètres 22, 23 sont reliés rigidement aux extrémités opposées du longeron 20 de bogie Les axes sensibles des accéléromètres 22 et 23 sont alignés à 180 l'un par rapport à l'autre et sont parallèles à l'axe lon- gitudinal du longeron 20 lorsqu'aucune charge n'est appli- quée à ce dernier Comme représenté sur la figure 2, des accéléromètres similaires 24, 25 sont montés sur le longe- ron 26 du bogie du train d'atterrissage principal 17, tan- dis que des accéléromètres 27 et 28 sont montés sur 11 axe 29 du train avant 16 Dans chaque cas, les axes sensibles de chaque paire d'accéléromètres 24, 25 ou 27,28 sont dis- posés à 180 l'un par rapport à l'autre et sont situés aux extrémités opposées de l'élément structurel. Le montage des inclinomètres 22-25, 27 et 28 sur les-éléments structurels 20, 26, 29 est représenté plus en détail dans le brevet n 4 312 042 précité. Les angles 01 et 42 détectés par chaque paire d'accéléronmètres contiennent des composantes qui dépendent de: ( 1) de l'angle formé par le longeron ou l'axe à la suite d'une condition de pression de pneumatique faible ou d'une rampe d'aéroport ou d'une inclinaison de la piste; ( 2) des angles de flexion du longeron sous l'effet d'une charge appliquée à ce dernier; et ( 3) d'un défaut d'ali- gnement des axes sensibles et des erreurs non centrées. En général,les angles 91 et 32 sont définis conformément aux formules 1 et 2 suivantes: 1 =B + AL 1 +A 1 ( 1) 92 =e B + e L 2 +e A 2 ( 2) 2531218-; Dans les équations précédentes, B est l'angle que forme le longeron ou l'axe par suite d'une condition de pression faible de pneumatique, d'une rampe d'aéroport ou de l'inclinaison d'une piste 8 L 1 et O L 2 sont les angles de flexion du longeron dus à une charge e A 1 et O A 2 sont le défaut dlalignement des axes sensibles et des erreurs non centrées. Comme indiqué précédemmlent, les signaux de sortie des accéléromètres associés à chaque longeron de bogie, tels que les accéléromètres 22, 23, sont combinés pour donner un signal de poids W et un signal d'angle A représentant l'angle ou l'inclinaison du longeron. Le signal de poids W est proportionnel au poids appliqué à l'élément structurel, par exemple le longeron 20 de bogie, et il est obtenu par sommation des signaux de sortie des accéléromètres 22, 23 pour donner le résultat suivant: W = 1 + 2 = O L 1 + O L 2 + A 1 + O A 2 En ce qui concerne en particulier le longeron 20 de bogie, les signaux de sortie des deux accéléromètres - asservis 22, 23 sont additionnés pour éliminer l'angle O B formé par le longeron sous l'effet d'une rampe d'aéroport ou de l'inclinaison d'une piste Les facteurs d'angle EA, O A 2 sont mesurés pendant une mise à O automatique du dis- positif en vol et ils n'affectent pas le calcul En résumé, le poids appliqué au longeron de bogie ou à l'axe du train avant est proportionnel à la somme des signaux de sortie des deux accéléromètres qui lui sont associés. L'angle d'inclinaison du longeron de bogie par rapport au plan inertiel de référence peut être mesuré par soustraction de 02 de 01: 1 62 = 28 B + O A 1 A 2 Dans cette équation, 9 L 1 et O L 2, qui représentent les angles de flexion de l'élément structurel sous l'effet de la charge, sont égaux et s'éliminent 8 A 1 O A 2 est dé à une erreur d'alignement que le dispositif mesure et cor- rige automatiquement Le signal d'angle résultant A est 2531218; proportionnel à l'angle que forme l'élément structurel, par exemple le longeron 20 de bogie, avec le plan inertiel de référence. Comme représenté sur la figure 2, chacun des trains d'atterrissage principaux 15, 17 comporte quatre pneu- matiques 33 a-33 d, 34 a-34 d, tandis que le train avant 16 porte deux pneumatiques 35 a, 35 b L'angle d'inclinaison de l'un des éléments structurels 20, 26, 29 par rapport au plan inertiel de référence est faible si tous les pneumati- ques associés à cet élément structurel sont gonflés à une pression convenable De plus, l'angle d'inclinaison de l'é- lément structurel ne doit pas varier d'une valeur appré- ciable lorsque l'avion est chargé ou déchargé Cependant, lorsque l'un des pneumatiques, par exemple le pneumatique 33 a monté sur le longeron 20 de bogie, est gonflé à une pression insuffisante, l'inclinaison du longeron de bogie associé 20 diffère alors de celle qui est présente lorsque tous les pneumatiques sont convenablement gonflés Par exem- ple, dans une application typique, un pneumatique dégonflé à 75 % provoque une inclinaison d'environ 1,40 du longeron de bogie. En outre, si le poids de l'avion change lorsque l'un des pneumatiques est gonflé à une pression insuffisante, l'inclinaison de l'élément structurel change notablement avec cette variation de poids Cette variation d'inclinaison est détectée par le dispositif selon l'invention, comme dé- crit plus en détail ci-après. Les signaux de sortie des accéléromètres montés sur chaque élément structurel, par exemple les accéléromè- tres 22, 23 associés au longeron 20 de bogie, sont transmis à des circuits de calcul 38 qui exécutent les fonctions d'addition et de soustraction pour donner les signaux de poids et d'angle Ces signaux A et W sont alors transmis à un calculateur 40 qui reçoit des signaux de poids et d'angle de circuits similaires 42, 44 de calcul, associés aux accé- léromètres montés sur le longeron 26 de bogie et sur l'axe 29 du train avant Le calculateur 40 est également relié de façon interactive à un module 43 de données de commande qui est une unité de mémorisation dans laquelle sont mémorisés divers types d'informations, comme décrit plus en détail ci- après Le module 43 de données de commande est une unité de mémoire rémanente constituée de mémoires rémanentes cons- tituées de mémoires mortes ou de mémoires mortes effaçables et programmables Etant donné que le dispositif de détection d'une pression faible de pneumatique selon l'invention n'intervient que lorsque l'avion ne se déplace pas, il est important de disposer d'une mémoire rémanente dans le modu- le 43 de données de commande pour empêcher la perte d'infor- mation pouvant se produire pendant une coupure d'alimenta- tion. La figure 4 représente un dispositif 44 d'indica- tion d'une faible pression de pneumatique dont une partie est constituée par le dispositif de détection statique d'un pneumatiquelbas-selon l'invention Le dispositif 44 d'indi- cation comprend également un dispositif de détection dyna- mique d'une pression de pneumatique faible, qui intervient pendant que l'avion parcourt les pistes de circulation ou se déplace autrement sur le sol Une description détail- lée du dispositif de détection dynamique est donnée dans la demande de brevet des Etats-Unis d'Amérique N O 403 437 déposée le 30 juillet 1982 au nom de Bateman et coll. En bref, les signaux d'angle et de poids A et W développés par les circuits de calcul 38, 42 et 44 sont transmis à un indicateur statique 46 et à un indicateur dynamique 48 dont un seul est en fonctionnement à tout instant donné. Par exemple, lorsque l'avion se déplace au sol, l'indica- teur dynamique 48 est en marche, et l'indicateur statique est mis hors service par un signal d'inhibition présent sur une ligne 50 Le circuit produisant le signal d'inhi- bition sera décrit ci-après. Les indicateurs statique et dynamique 46, 48 reçoivent des signaux de déclenchement qui représentent une plage de pressions de pneumatique admissibles Si une pression de pneumatique est détectée à l'extérieur de cet- te plage, un signal est produit par l'un ou l'autre des indicateurs 46, 48 Les signaux de sortie des indicateurs 2531218 I statique et dynamique 46 et 48 sont transmis à une porte OU 52 qui produit un signal indiquant la présence ou l'ab- sence d'un pneumatique gonflé-à une pression insuffisante. Les fonctions exécutées par les indicateurs stati- que et dynamique,46, 48 sont réalisées dans le calculateur montré sur la figure 2, qui peut être un calculateur analogique ou un calculateur numérique à usage général Le calculateur 40 peut commander un dispositif 54 de sortie tel qu'un tube à rayons cathodiques, un voyant lumineux, une alarme sonore ou autre, pour donner une indication d'une faible pression de gonflage d'un pneumatique. La figure 6 représente sous une forme schématique simplifiée l'indicateur statique 46 illustré sur la figure 4 Il convient de noter que les signaux de sortie de chaque paire de transducteurs sont traités exactement de la même manière par le calculateur 40 et donc que le circuit de la figure 6 ne sera décrit qu'en association aux accéléromè-; très 22, 23 montés sur le longeron 20 de bogie O Les signaux provenant des transducteurs 22, 23 sont transmis aux circuits 38 de calcul qui déterminent les signaux de poids et d'angle W, A décrits précédemment. Ces signaux sont appliqués à des premier et second circuits de maintien ou bascules 56, 57 qui ont pour fonction de mémoriser la valeur en cours de ces signaux dans le module 43 de données de commande lorsque le signal d'inhibition apparaissant sur là ligne 50 est éliminé. La figure 4 a représente également sous une forme simplifiée, un circuit destiné à produire le signal d'inhi- bition appliqué à la ligne 500 Le circuit reçoit un signal AA, décrit plus en détail ci-après, représentant la varia- tion d'inclinaison du longeron ou de l'axe, et il analyse le signal pour déterminer si l'avion se déplace au sol Le signal AA est filtré dans un circuit passe-bande 58 afin que ce dernier produise un signal filtré qui contient des composantes particulières de fréquence lorsque l'avion est en mouvement Dans une application typique, pour un avion du type DC 10, les composantes de la fréquence intéressante sont différentes dans le cas de l'axe du train avant et dans le cas des longerons de bogie des trains d'atterrissage principaux Le filtre passe-bande reçoit des fréquences limites de bande passante F 1 2 mémorisées dans le module 43 données de commande, de la manière suivante Jambe de force F 1 F 2 Axe du train avant 0,1 Hz 5,0 Hz Longeron de bogie 0,05 Hz 20 Hz Le filtre passe-bande est un filtre du troisième ordre qui constitue en fait un pseudo double intégrateur convertissant l'information d'accélération AA en une infor- mation de distance Il convient de noter que les fréquences limites F et F 2 dépendent de la géométrie de l'axe et du longeron, et peuvent être différentes de celles indiquées ci-dessus pour d'autres types d'avions. Un comparateur 59 détermine si l'avion est en mouvement, ce comparateur recevant un signal de déclenche- ment du module 43 de données de commande, signal de déclen- chement dont la valeur doit être dépassée par l'amplitude du signal filtré provenant du circuit 58 pour que le signal d'inhibition soit produit Dans la forme préférée de réali- sation, le signal provenant du circuit 58 doit être exté- rieur à la plage de 0,3 degré, soit environ 0,18 km /heure par seconde. Un circuit D de temporisation empêche la produc- tion du signal d'inhibition avant la fin d'une période de 0,4 secondel partant de l'instant o le comparateur 59 a produit un signal d'état haut Le circuit de temporisation fournit une indication immédiate, c'est-àdire sans retard, lorsque le signal de sortie du comparateur chute à un ni- veau bas. En variante, le signal d'inhibition peut être produit manuellement par le personnel pilotant l'avion, immédiatement après l'instant d'arrêt de l'avion, auquel cas il n'est pas nécessaire d'utiliser le circuit de la figure 4 a Par contre, le signal peut être produit par ouverture ou fermeture manuelle d'un interrupteur disposé dans le poste de pilotage de l'avion. Lorsque le signal d'inhibition 50 chute à une faible valeur, les valeurs instantanées des signaux d'angle et de poids A et W sont mémorisées dans le module de don- nées de commande Ces signaux mémorisés désignés AH et WH, sont appliqués à des jonctions de sommation 60, 61, respec- tivement, o ils sont comparés aux derniers signaux repré- sentant l'angle et le poids de l'élément structurel ou longeron 20 de bogie. Les valeurs retenues des signaux d'angle et de poids A Het WH sont comparées en continu aux signaux sui- vants d'angle et de poids dans les circuits 60, 61 de som- mation afin de détecter des variations de poids et/ou d'angle du longeron ou de l'axe pendant que l'avion est immobile au sol Pendant ce temps, les signaux de sortie des transducteurs 22 et 23 sont appliqués auxcircuits'38 de calcul et les signaux d'angle et de poids produits par ces derniers sont appliqués aux circuits 60, 61 de somma- tion, respectivement, o ils sont soustraits des valeurs mémorisées AH et W Ho Les signaux produits en sortie des jonctions de sommation 60, 61, désignés &A et AW, respec- tivement, sont indépendants de la rampe de l'aéroport ou de l'inclinaison de la piste, car ces termes s'éliminent dans la soustraction effectuée par les jonctions de som- mation 60, 61. De plus, les valeurs retenues des signaux d'angle et de poids sont mises à jour lorsque le poids détecté de l'avion chute au-dessous du poids retenu WH O Un comparateur H 62 analyse les signaux W et WH et lorsque W est inférieur à WH, un signal de repositionnement est appliqué aux bas- cules 56, 57 pour mémoriser les valeurs en cours de A et W. Par conséquent AH et WH représentent l'angle de l'élément structurel et le poids qu'il porte au moment o la charge appliquée à cet élément est à sa valeur la plus faible de- puis que le signal d'inhibition est à l'état bas. Les signaux a A et W sont appliqués à un bloc 63 de fonc- tion de pression de pneumatique gui convertit lliformation prove- nant des jonctions de sommation 60, 61-en une information de pression de pneumatique sur la base de ces signaux. La figure 5 représente sous une forme,graphique la relation entre le poids de l'avion et la pression des pneumatiques pour divers angles d'inclinaison mesurés de l'élément structurel sur lequel le pneumatique est monté. Les courbes de la figure 5 sont obtenues à partir de me- sures réelles effectuées sur un train d'atterrissage d'un avion du type DC 10 On procède aux mesures en faisant va- * rier la pression d'un pneumatique particulier et en ajus- tant le poids de l'avion pour maintenir un angle constant de l'élément structurel sur lequel le pneumatique est mon- té Les mesures sont réalisées sur une série d'angles d'in- clinaison pour donner les courbes indiquées sur la figure En général, il apparaît que pour un avion du type DC 10, il existe une variation apparente de la sensibilité de l'in- clinaison suivant que la pression d'un pneumatique avant ou arrière d'un longeron de bogie varie En particulier, l'indicateur statique 46 montré sur la figure 4 présente une plus grande sensibilité à des variations de pression d'un pneumatique situé à l'arrière du longeron qu'à des variations de pression d'un pneumatique situé à l'avant du longeron Cet effet résulte des rigidités relatives des tronçons avant et arrière du longeron, due à la conception de base du longerons Cette variation de sensibilité a pour résultat une bande d'incertitude BI indiquée sur la figure , qui limite la sensibilité globale du dispositif Cepen- dant, cette incertitude apparaît comme étant une limita- tion secondaire et, en mesurant la variation d'inclinaison du longeron dans le temps, ou avec les variations de poids et de charge, la sensibilité fondamentale à une pres- sion de pneumatique faible est d'environ 175 k Pa lorsque l'on utilise des pneumatiques ayant une pression de service recommandée de 1295 k Pa Le dispositif peut être réglé pour produire une indication de pneumatique bas lorsqu'il est détecté un gonflage d'un pneumatique à une presssion de 1120 k Pa ou moins. D'une manière générale, les courbes montrées sur la figure 5 dépendent du type particulier d'avion avec le- quel le dispositif est utilisé Il est donc nécessaire de répéter ces mesures sur chaque type d'avion avec lequel le 2531218 4 dispositif peut être utilisé Des essais ont montré que divers avions d'un type unique, par exemple du type DC 10, présentent des caractéristiques de flexion des trains d'atterrissage identiques ou presque identiques Par con- séquent, les mesures décrites ci-dessus ne doivent être réalisées que pour chaque type particulier d'avion et non pour chaque avion individuel avec lequel le dispositif doit être utilisé Sur la figure 5, la flèche VAI indique le changement d'angle d'inclinaison. L'information représentée sur la figure 5 est ré- agencée et mémorisée dans une table de consultation con- tenue dans le module 43 de données de commande La table de consultation est adressée par le bloc 63 de fonction de pression de pneumatiques en utilisant les signaux t A et 4 W Le block 63 reçoit du module 43 de données de com- mande la valeur représentant le changement de pression de pneumatique, mémorisée dans la position de mémoire à la- quelle accèdent les signauxâA etd W, et il produit un signal correspondant PTî représentant la pression du pneu- matique. Le signal P Tl de pression de pneumatique est ap- pliqué à un comparateur qui reçoit un signal de référence par une ligne 65, ce signal représentant les limites de la plage des pressions admissibles des pneumatiques Comme in- diqué précédemment, dans la forme préférée de réalisation, cette plage correspond à + 75 k Pa Si le signal P Tl est inférieur à la limiteinférieure, le comparateur 64 produit un signal d'état haut qui est appliqué à une porte OU 65 - Le signalâA est également analysé pour détermi- ner si la pression du pneumatique a diminué à une valeur inacceptable pendant la durée de séjour au sol de l'avion. Le signal 4 A est appliqué à un amplificateur 66 ayant un facteur de gain variable K qui dépend du poids de l'avion. Le signal résultant PT 2 égal -à KeâA, est corrigé, en fonc- tion de la charge appliquée à l'élément structurel, par l'amplificateur 66 et il est comparé au point de réglage du détecteur de pression faible, provenant du module 43 de données de commande, dans un comparateur 67 Si PT 2 est inférieur à la limite inférieure, un signal est appliqué à la porte OU 65. Comme indiqué précédemment, l'indicateur statique n'est opérant que pendant la durée de séjour au sol de l'avion 9 Lorsque l'avion se déplace, le signal d'inhi- bition présent sur la ligne 50 a pour effet sur les sorties des bascules 56, 57 de suivre ou de "poursuivre" les si- gnaux en cours de poids et d'angle et donc les signaux de sortie des jonctions de sommation 60, 61 sont égaux à 0. Ceci a pour effet de placer à l'état bas les entrées et la sortie de la porte 65 Pour assurer davantage que la sortie de l'indicateur statique se trouve à l'état bas tandis que l'avion se déplace, une entrée d'une porte ET 70 peut être reliée à la sortie de la porte OU 65 La por- te ET 70 reçoit égalementd'uninverseur 71 un signal qui est le complément du signal d'inhibition présent sur la ligne 50 Par conséquent, la sortie de la porte ET 70 est à l'état haut uniquement lorsque la sortie de la porte OU 65 est à l'état haut et que le signal d'inhibition est bas La porte ET 70 est elle même connectée à la porte OU 52, montrée sur la figure 4, afin de commander la mise en action d'alarmes visuelles ou sonores ou d'autres types de dispositifs de sortie. Il convient de noter que l'utilisation de la porte ET 70 est facultative, étant entendu que la sortie de la porte OU 65 peut être reliée directement à la porte OU 52. Le calculateur montré sur la figure 2 analyse constamment les signaux produits par les inclinomètres 22- , 27 et 28 pendant le temps de séjour de l'avion au sol. Lorsqu'un pneumatique perd suffisamment de pression pen- dant ce séjour, ou lorsqu'une inclinaison différentielle de l'un des éléments structurels 20, 26, 29 est détectée pendant un chargement ou un déchargement de l'avion, sous l'effet d'un pneumatique sous-gonflé, le calculateur 40 produit des signaux mettant en action le dispositif 54 de sortie de façon à alerter le personnel travaillant sur l'avion de la présence d'une situation dangereuse. Un circuit redondant peut être utilisé pour amé- liorer la fiabilité du dispositif Par exemple, une paire supplémentaire d'accéléromètres peut être associée à cha- cun des longerons de bogie 20, 26, tels que les aocéléro- mètres 72-75 Ces accéléromètres peuvent être reliés à des dispositifs de calcul 76, 77, similaires aux disposi- tifs de calcul 38, 42 Les axes sensibles des deux paires d'accéléromètres 72, 73 et 74, 75 peuvent être alignés à 180 l'un par rapport à l'autre et être parallèles à l'axe longitudinal du longeron 20 ou 26 de bogie, respectivement. Les signaux de sortie des circuits de calcul 76, 77 peuvent être traités exactement de la même manière que celle dé- crite précédemment en regard de la figure 6, soit par le calculateur 40, soit par un calculateur indépendant Le signal de sortie du calculateur peut être utilisé pour com- mander le dispositif 54 de sortie et/ou un second disposi- tif 54 a de sortie En fait, les deux dispositifs de sortie 54, 54 a peuvent être reliés par des connexions croisées aux deux calculateurs pour assurer une redondance et une fiabilité de fonctionnement totales. Il convient de noter que les axes sensibles des paires d'accéléromètres, tels que les accéléromètres 72, 73, peuvent être disposés perpendiculairement aux axes sensi- bles des accéléromètres 22, 23 afin qu'une torsion du lon- geron 20 de bogie puisse être détectée De cette manière, on peut accroître la sensibilité, car un pneumatique bas non seulement fait changer l'inclinaison de l'élément structurel associé, mais également introduit une torsion qui est détectée par la paire supplémentaire d'accéléro- mètres Dans ce cas, le calculateur 40 (ou un autre cal- culateur, le cas échéant) peut être programmé pour four- nir non seulement une indication d'une faible pression d'un pneumatique d'un élément structurel particulier 20, 26 ou 29, mais également pour identifier, parmi le groupe de pneumatiques-montés sur cet élément, celui qui est gonflé à une pression insuffisante - Le dispositif décrit ci-dessus utilise des in- clinomètres pour mesurer une déformation ou une flexion de l'élément structurel afin d'éliminer les effets des pen- tes des pistes de décollage et d'atterrissage et des pistes de circulation, ce qui accroit la sensibilité de la détec- tion de la pression des pneumatiques sans engendrer d'aver- tissements érronés Le concept peut être aisément adapté d'une manière identique à l'utilisation de signaux prove- nant d'autres transducteurs de poids et d'équilibrage tels qu'une jauge de contrainte ou un transducteur à réluctance variable, sensible à une contrainte Ce dernier capteur mesure la déformation en cisaillement de l'élément struc- turel, au lieu de mesurer l'angle ou la flexion de l'élé- ment Lorsque le capteur à réluctance variable est utili- sé, il est d'abord nécessaire de redresser les signaux qu'il produit avant de les transmettre aux circuits 38, 42, 44 de calcul Cependant, la partie restante du traite- ment des signaux s'effectue exactement de la même manière que celle décrite précédemment. Il va de soi que de nombreuses modifications peuvent être apportées au dispositif décrit et représenté sans sortir du cadre de l'invention. REVENDICATIONS 1 Dispositif de détection d'une pression de pneu- matique faible, destiné à détecter un état de gonflage à une pression insuffisante d'un pneumatique monté sur un élément structurel ( 20) lorsque ce dernier est immobile, caractérisé en ce qu'il comporte des premier et second inclinomètres ( 22, 23) disposés à distance l'un de l'autre sur l'élément structurel et ayant leurs axes sensibles pa- rallèles l'un à l'autre, ces deux inclinomètres produisant des premier et second signaux de sortie représentant la flexion de 1 'élément structurel -par rapport à un plan de ré- férence, des premiers moyens ( 38) destinés à combiner les premier et second signaux de sortie pour produire un signal de poids (W) représentant le poids appliqué à l'élément, des seconds moyens ( 38) destinés à combiner les premier et se- cond signaux de sortie pour produire un signal d'angle (A) représentant l'angle formé par l'élément structurel avec le plan de référence, des moyens ( 43) destinés à mémori- ser les signaux de poids et d'angle produits à un instant particulier, des moyens ( 60, 61) destinés à comparer les signaux ultérieurs de poids et d'angle aux signaux mémo- risés de poids et d'angle(W H AH,) afin de produire des signaux de différence de poids et d'angle ( 4 W, A), et des moyens ( 63) destinés à produire une indication de la pression de gonflage d'un pneumatique à partir des signaux de différence de poids et d'angle. 2 Dispositif de détection selon la revendication 1, caractérisé en ce que les premiers et seconds moyens comprennent des moyens de sommation. 3 Dispositif de détection selon la revendication 1, caractérisé en ce que les moyens destinés à produire une indication de pression comprennent une table de consulta- tion dans laquelle sont mémorisées plusieurs valeurs de pression de pneumatiques en fonction des signaux de dif- férence d'angle et de poids. 4 Dispositif de détection selon la revendication 2, caractérisé en ce qu'il comporte en outre un élément ( 64) destiné à comparer la valeur calculée de la pression du pneumatique à une limite de pression pour déterminer s'il existe une condition de faible pression de pneumatique. Dispositif de détection selon la revendication 1, caractérisé en ce qu'il comporte en outre un amplificateur ( 66) à gain variable qui reçoit le signal de différence d'angle et qui présente un facteur de gain( signal de pression représentant la pression d'un pneuma- tique. 6 Dispositif de détection selon la revendication 5, caractérisé en ce qu'il comporte en outre un élément ( 67) destiné à comparer le signal de pression à une limite de pression de pneumatique pour déterminer s'il existe une condition de faible pression de pneumatique. 7 Dispositif de détection selon la revendication 1, caractérisé en ce qu'il comporte en outre des moyens des- tinés à mettre à jour les signaux mémorisés de poids et d'angle lorsqu'un signal de poids ultérieur est inférieur au signal de poids mémorisé. 8 Dispositif de détection selon la revendication 1, caractérisé en ce qu'il comporte en outre des moyens des- tinés à détecter un mouvement de l'élément et des moyens destinés à empêcher la mémorisation des signaux de poids et d'angle pendant que l'élément est en mouvement. 9 Dispositif de détection selon la revendication 8, caractérisé en ce que les moyens de détection de mouvement comprennent des moyens destinés à détecter la présence de composantes particulières de fréquence dans le signal de différence d'angle. 10 Dispositif de détection selon la revendication 9, caractérisé en ce que les moyens de détection de mouvement comprennent des moyens destinés à produire un signal ( 50) d'inhibition lorsque les composantes particulières de fré- quence sont présentes dans le signal de différence d'angle. 11 Dispositif de détection selon la revendication 9, caractérisé en ce que les moyens de détection comprennent un filtre passe-bande ( 58) destiné à intégrer le signal de différence d'angle. 12 Dispositif de détection selon la revendication 11, caractérisé en ce que les moyens de détection compren- nent un élément ( 59) destiné à détecter si l'amplitude du signal de différence d'angle intégré dépasse une valeur prédéterminée.