Brevet FR2871440A1 — publié le 20051216

La présente invention concerne un procédé et un dispositif pour détecter un dépassement de charges de dimensionnement de la dérive d'un avion. Par charges de dimensionnement, on entend, dans le cadre de la présente invention, les charges maximales que peuvent supporter les parties de structure prises en compte (à savoir la dérive) sans qu'il y ait apparition de déformations permanentes. Dans un but évident de sécurité, une inspection de la dérive de l'avion, ainsi que la réparation d'éventuelles détériorations, doivent être effectuées, dès qu'il y a dépassement desdites charges de dimensionnement. Une inspection de parties de structure de l'avion est généralement déclenchée à la suite de la génération par un calculateur de détection d'incident, par exemple du type FWC ("Flight Warning Computer" en anglais, c'est-à-dire "calculateur d'alarme de vol" en français), d'une alarme de dépassement de vitesse ("overspeed warning" en anglais) En général, une telle alarme est engendrée lorsqu'un dépassement de plus de quatre noeuds d'une vitesse (Mach) maximale autorisée dépendant de la configuration actuelle de l'avion, est détecté. Les différentes vitesses (Mach) maximales sont déterminées grâce à des modèles de charge spécifiques à chaque zone de l'avion, de manière à ce que les éléments constitutifs de l'avion ne subissent pas de charge structurale de nature à les endommager. Un tel dépassement de vitesse (Mach) maximale peut se produire lors de manoeuvres inhabituelles, lors de la rencontre de turbulences importantes ou lors d'actions erronées de la part du pilote. L'activation de cette alarme oblige la compagnie aérienne, conformément au manuel de maintenance, à effectuer une visite de maintenance de l'avion. Cette opération vise à vérifier la bonne tenue de la structure de l'avion aux charges rencontrées lors de l'excursion en vitesse (Mach) au- delà du domaine de vol. Cette visite consiste à contrôler de façon visuelle que des criques/fissures ne se sont pas développées et/ou que des éléments structuraux ou attaches ne se sont pas déformés et à vérifier que les différents systèmes potentiellement touchés fonctionnent encore de façon normale. De telles visites de maintenance immobilisent donc l'avion au sol, ce qui pénalise bien entendu la compagnie aérienne. De plus, des informations statistiques provenant des compagnies aériennes font état d'une fréquence d'occurrence relativement importante de dépassement de vitesse. En fait, pour gagner des rotations, les compagnies aériennes demandent souvent à leurs pilotes de voler à des vitesses proches des vitesses maximales. En conséquence, une simple rafale de vent ou turbulence déclenche l'alarme, ce qui oblige alors la compagnie aérienne à effectuer la visite de maintenance telle que décrite dans le manuel de maintenance de l'avion. Or, il apparaît que, dans une très grande majorité de cas, aucun dommage au niveau de la structure de l'avion de type criques, fissures, ... n'a été observé. Ainsi, il apparaît que le critère obligeant ou non à réaliser une visite de maintenance suite à une alarme de dépassement de vitesse du type précité, est excessif et mal adapté au besoin. La présente invention a pour objet de remédier à ces inconvé- nients. Elle concerne un procédé pour détecter sur un avion, de façon particulièrement efficace et fiable, tout dépassement de charges de dimensionnement de la dérive dudit aéronef, tout en évitant des inspections de ladite dérive visiblement non justifiées d'un point de vue technique. A cet effet, selon l'invention, ledit procédé est remarquable en ce que: AI dans une étape préliminaire, on détermine une première enveloppe de sécurité représentant un graphique formé dans un plan à partir de couples de valeurs de moment de flexion et de moment de torsion de la dé-rive et définie de sorte que, pour tout couple de telles valeurs qui est si-tué hors de ladite première enveloppe de sécurité et qui est appliqué à l'avion, il existe un risque d'apparition de déformations permanentes sur la dérive; BI au cours d'un vol de l'avion, on réalise de façon répétitive et automatique les étapes suivantes: a) on estime le moment de flexion courant; b) on estime le moment de torsion courant; c) on réalise une première comparaison en comparant le couple formé par ledit moment de flexion courant et ledit moment de torsion courant à ladite première enveloppe de sécurité ; et d) on détermine si une inspection structurale de ladite dérive doit être effectuée, au moins à partir du résultat de ladite première comparai-son. Une inspection structurale doit être mise en oeuvre lorsqu'un couple de moments de flexion et de torsion courants se trouve hors de ladite première enveloppe de sécurité. De plus, avantageusement, à l'étape d), on émet une alarme dans le poste de pilotage de l'avion, si une inspection structurale de ladite dérive doit être effectuée. Ainsi, grâce à la surveillance simultanée du moment de flexion et du moment de torsion de la dérive, par l'intermédiaire de ladite première enveloppe de sécurité, on obtient une évaluation affinée du niveau de charge auquel a été soumise ladite dérive. Ceci permet de réduire de façon significative le nombre d'inspections (ou visites de maintenance) à déclencher concernant la dérive et donc les inconvénients qui en découlent. De plus, grâce à la prise en compte de ladite première enveloppe de sécurité : la surveillance est particulièrement efficace et simplifiée, puisque ladite première enveloppe de sécurité est formée au sol avant le vol; et l'évaluation d'un éventuel dépassement de charges est très affinée, puisque l'on ne tient pas compte en général simplement d'une seule 7o valeur maximale pour le moment de flexion et d'une seule valeur maxi- male pour le moment de torsion, mais d'un nombre élevé de couples de moment de flexion et de moment de torsion. Il peut toutefois arriver pour certains aéronefs qu'uniquement la valeur maximale pour le moment de flexion et la valeur maximale pour le moment de torsion soient surveillées. De préférence, à l'étape préliminaire AI, on détermine ladite première enveloppe de sécurité à l'aide de modèles de charge de l'avion. Dans un mode de réalisation particulier, à l'étape B/a), on détermine le moment de flexion courant Mx, à l'aide de l'expression suivante: Mx=(A1 + B1.a).43 +(C1 +Dl.a).Srsup+(El +F1.a).Srinf+Gl.p+H1.r +I1.ny+J1.dp/dt+K1. dr/dt+L1.Ssp+Ml.Bail dans laquelle: A1, B1, Cl, Dl, El, F1, G1, H1, I1, J1, K1, L1 et M1 sont des coefficients; a est l'angle d'incidence de l'avion; - P est l'angle de dérapage local de l'avion, au niveau de la dérive; Srsup et Srinf sont les angles de débattement de gouvernes de direction supérieure et inférieure de l'avion; p représente la vitesse de roulis; r représente la vitesse de lacet; ny représente le facteur de charge latéral; dp/dt représente l'accélération de roulis correspondant à la dérivée par rapport au temps t de la vitesse de roulis p; drldt représente l'accélération de lacet correspondant à la dérivée par rapport au temps t de la vitesse de lacet r; Ssp est l'angle de sortie de spoilers de l'avion; et Sali est l'angle de sortie d'ailerons de l'avion. Dans ce cas, avantageusement, lesdits coefficients Al à mi dé- pendent de la pression dynamique, de la répartition massique (quantité de fuel, nombre de passagers, ...), du nombre de Mach de l'avion et de caractéristiques aérodynamiques latérales de l'avion. Dans un mode de réalisation simplifié, lesdits coefficients G1 et M1 sont nuls. Ces coefficients G1 et M1 peuvent en effet être négligés, et ils sont uniquement utilisés lorsque l'on désire un calcul affiné du moment de flexion courant Mx. En outre, dans un mode de réalisation préféré, à l'étape B/b), on détermine le moment de torsion courant Mz, à l'aide de l'expression suivante: Mz = (A2 + B2.a).(3 + (C2 + D2.a).Srsup + (E2 + F2.a).8rinf + G2.p + H2.r +I2.ny+J2.dp/dt+K2.dr/dt+L2.8sp+M2.8ail dans laquelle, en plus des paramètres précités, A2 à M2 sont des coefficients. Avantageusement, lesdits coefficients A2 à M2 dépendent égale- ment de la pression dynamique, de la répartition massique (quantité de fuel, nombre de passagers, ...), du nombre de Mach de l'avion et de caractéristiques aérodynamiques latérales de l'avion. Dans un mode de réalisation simplifié, lesdits coefficients G2 et M2 sont nuls. Ces coefficients G2 et M2 peuvent en effet être négligés, et ils sont uniquement utilisés lorsque l'on désire un calcul affiné du moment de torsion courant Mz. En outre, de façon avantageuse: l'angle de dérapage local est déterminé à partir au moins d'une me- sure réalisée par au moins une sonde de dérapage ou est estimé à partir d'un modèle et de mesures de paramètres (ny, Vc, ...) ; on détermine les angles Srsup, Srinf, 8sp et Sail, à partir de braquages mesurés sur l'avion à l'aide de capteurs; et on mesure les autres paramètres précités utilisés, tels que p,, r, ny, ... Par ailleurs, dans un mode de réalisation particulier: dans l'étape préliminaire AI, on détermine de plus une seconde enveloppe de sécurité représentant un graphique formé dans un plan à partir de couples de valeurs de moment de torsion et d'effort tranchant de la dérive et définie de sorte que, pour tout couple de telles valeurs qui est situé hors de ladite seconde enveloppe de sécurité et qui est appliqué à l'avion, il existe un risque d'apparition de déformations permanentes sur la dérive; et au cours du vol de l'avion, on réalise de façon automatique les étapes suivantes: É on estime un effort tranchant courant; É on réalise une seconde comparaison en comparant le couple formé par ledit moment de torsion courant et ledit effort tranchant courant à ladite seconde enveloppe de sécurité ; et É à l'étape d), on détermine si une inspection structurale de ladite dé- rive doit être effectuée, également à partir du résultat de ladite seconde comparaison. Ce dernier mode de réalisation permet notamment de valider une inspection, demandée suite à la détection d'un dépassement de charges à l'aide de ladite première enveloppe de sécurité ( surveillance des moments de flexion et de torsion). Dans un tel cas, ce dernier mode de réalisation est mis en oeuvre, de préférence, uniquement lorsque la première comparaison précitée conclut à un dépassement de charges. Bien entendu, il peut toutefois également être mis en oeuvre (en continu), en parallèle à la surveillance conjointe du moment de flexion et du moment de torsion. De façon avantageuse, on détermine ledit effort tranchant Ty courant, à l'aide de l'expression suivante: Ty = (A3 + B3.a).(3 + (C3 + D3.a).8rsup + (E3 + F3.a) .Srinf + G3.p + H3.r + I3.ny + J3.dp/dt + K3.dr/dt + L3.8sp + M3.Sail dans laquelle, en plus des paramètres précités, A3 à M3 sont des coeffi- cients. La présente invention concerne également un dispositif pour détecter un dépassement de charges de dimensionnement d'une dérive d'un avion. Selon l'invention, ledit dispositif est remarquable en ce qu'il comporte: un ensemble de sources d'informations; des premiers moyens pour déterminer, à l'aide d'informations issues dudit ensemble de sources d'informations, un moment de flexion cou- rant; des deuxièmes moyens pour déterminer, à l'aide d'informations issues dudit ensemble de sources d'informations, un moment de torsion courant; des troisièmes moyens pour réaliser une première comparaison, en comparant le couple formé par ledit moment de flexion courant et ledit moment de torsion courant à une première enveloppe de sécurité représentant un graphique formé dans un plan à partir de couples de valeurs de moment de flexion et de moment de torsion de la dérive et définie de sorte que, pour tout couple de telles valeurs qui est situé hors de ladite première enveloppe de sécurité et qui est appliqué à l'avion, il existe un risque d'apparition de déformations permanentes sur la dérive; et des quatrièmes moyens pour déterminer si une inspection structurale de ladite dérive doit être effectuée, au moins à partir du résultat de ladite première comparaison. Dans un mode de réalisation particulier: ledit dispositif comporte de plus: É des cinquièmes moyens pour déterminer, à l'aide d'informations issues dudit ensemble de sources d'informations, un effort tran- chant courant; et É des sixièmes moyens pour réaliser une seconde comparaison, en comparant le couple formé par ledit moment de torsion courant et ledit effort tranchant courant à une seconde enveloppe de sécurité ; et lesdits quatrièmes moyens déterminent si une inspection structurale de ladite dérive doit être effectuée, également à partir du résultat de ladite seconde comparaison. En outre, avantageusement, le dispositif conforme à l'invention comporte de plus des septièmes moyens destinés à indiquer à un opéra- teur, le cas échéant, qu'une inspection de la dérive doit être effectuée. L'unique figure du dessin annexé fera bien comprendre comment l'invention peut être réalisée. Cette figure est le schéma synoptique d'un dispositif conforme à l'invention. Le dispositif 1 conforme à l'invention et représenté schématique- ment sur la figure 1 est destiné à détecter sur un avion non représenté, notamment un avion de transport, un dépassement de charges de dimensionnement de la dérive, c'est-à-dire de l'empennage vertical, dudit avion. Pour ce faire, ledit dispositif 1 comporte, selon l'invention: un ensemble 2 de sources d'informations, précisées ci-dessous; des moyens 3 qui sont reliés par une liaison 4 à l'ensemble 2 de sources d'informations, pour déterminer au cours d'un vol de l'avion un moment de flexion courant Mx; des moyens 5 qui sont reliés par une liaison 6 à l'ensemble 2 de sour- ces d'informations, pour déterminer au cours du vol de l'avion un moment de torsion courant Mz; des moyens 7 qui sont reliés par des liaisons 8 et 9 respectivement auxdits moyens 3 et 5, pour réaliser une comparaison, à savoir pour comparer le couple Cl formé par ledit moment de flexion Mx courant et ledit moment de torsion Mz courant à une première enveloppe de sécurité El. Cette première enveloppe de sécurité El non représentée: É est déterminée au sol, par exemple en préparation de mission; É représente un graphique formé dans un plan à partir de couples de valeurs de moment de flexion et de moment de torsion de la dérive; É est définie de sorte que, pour tout couple (de telles valeurs de mo- ment de flexion et de moment de torsion) qui est situé hors de la- dite première enveloppe de sécurité El et qui est appliqué à l'avion, il existe un risque d'apparition de déformations permanentes sur la dérive; É est déterminée à l'aide de modèles de charges usuels de l'avion; et É est, par exemple, enregistrée dans lesdits moyens 7; et des moyens 10 qui sont reliés par une liaison 11 auxdits moyens 7, pour déterminer si une inspection structurale de ladite dérive doit être effectuée, au moins à partir du résultat de la comparaison réalisée par lesdits moyens 7. Lesdits moyens 3, 5, 7 et 10 qui sont par exemple regroupés dans une unité de calcul UC mettent en oeuvre les calculs précités de façon automatique et répétitive, au cours d'un vol de l'avion. Dans un mode de réalisation particulier, lesdits moyens 3 déterminent le moment de flexion courant Mx, à l'aide de l'expression suivante: Mx=(A1 + B1.a).(3+(Cl +Dl.a).Srsup+(E1 +F1.a).Srinf+G1.p+H1.r + Il.ny + J1.dp/dt + K1.dr/dt + L1.5sp + M1.Sait dans laquelle: Al, B1, Cl, Dl, El, F1, G1, H1, Il, J1, K1, L1 et M1 sont des coefficients; a est l'angle d'incidence de l'avion; 3 est l'angle de dérapage local de l'avion, au niveau de la dérive; Srsup et Srinf sont les angles de débattement de gouvernes de direction supérieure et inférieure de l'avion; p représente la vitesse de roulis; r represente la vitesse de lacet; ny représente le facteur de charge latéral; dp/dt représente l'accélération de roulis correspondant à la dérivée par rapport au temps t de la vitesse de roulis p; drldt représente l'accélération de lacet correspondant à la dérivée par rapport au temps t de la vitesse de lacet r; Ssp est l'angle de sortie de spoilers de l'avion; et Sail est l'angle de sortie d'ailerons de l'avion. Lesdits coefficients Al à M1 dépendent de la pression dynamique, de la répartition massique (quantité de fuel, nombre de passagers, ...), du nombre de Mach de l'avion et de caractéristiques aérodynamiques latérales (efficacité de la ou des gouvernes, effet d'une portance nulle, ...) de l'avion. Ces coefficients peuvent être enregistrés, par exemple sous forme de tableaux, dans lesdits moyens 3. Dans un mode de réalisation simplifié, lesdits coefficients G1 et M1 sont nuls. Ces coefficients G1 et M1 peuvent en effet être négligés. De préférence, ils sont uniquement utilisés lorsque l'on désire un calcul affiné du moment de flexion courant Mx. De plus, grâce audit ensemble 2 de sources d'informations: l'angle de dérapage (3 est déterminé à partir au moins d'une mesure réalisée par au moins une sonde de dérapage ou estimé à partir d'un modèle et de mesures de paramètres (ny, Vc, ...) ; on détermine les angles Srsup, Srinf, Ssp et Sali, à partir de braquages mesurés sur l'avion à l'aide de capteurs; et on mesure à l'aide de moyens de mesure appropriés les autres paramètres précités utilisés, tels que p, r, ny, ... Par ailleurs, lesdits moyens 5 déterminent le moment de torsion courant Mz, à l'aide de l'expression suivante: Mz = (A2 + B2.a).(3 + (C2 + D2.a). 8rsup + (E2 + F2.a).8rinf + G2.p + H2.r + 12.ny + J2.dp/dt + K2.dr/dt + L2.8sp + M2.8ail dans laquelle A2 à M2 sont des coefficients. De même que les coefficients Al à M1, lesdits coefficients A2 à M2 dépendent de la pression dynamique, de la répartition massique (quantité de fuel, nombre de passagers, ...), du nombre de Mach de l'avion et de caractéristiques aérodynamiques latérales de l'avion. Dans un mode de réalisation simplifié, les coefficients G2 et M2 sont nuls. Ces coefficients G2 et M2 peuvent en effet être négligés. De préférence, ils sont uniquement utilisés lorsque l'on désire un calcul affiné du moment de torsion courant Mz. Ainsi, grâce à la surveillance simultanée du moment de flexion Mx et du moment de torsion Mz de la dérive (par l'intermédiaire de ladite première enveloppe de sécurité El), qui est mise en oeuvre par le dispositif 1 conforme à l'invention, on obtient une évaluation affinée du niveau de charge auquel a été soumise ladite dérive. Ceci permet de réduire de façon significative le nombre d'inspections (ou visites de maintenance) à déclencher concernant la dérive et donc les inconvénients qui en découlent. De plus, grâce à la prise en compte de ladite première enveloppe de sécurité El: la surveillance est particulièrement efficace et simplifiée, puisque ladite première enveloppe de sécurité El est formée au sol avant le vol; et l'évaluation d'un éventuel dépassement de charges est très affinée, puisque l'on ne tient pas compte en général simplement d'une seule valeur maximale pour le moment de flexion et d'une seule valeur maxi- male pour le moment de torsion, mais d'un nombre élevé de couples de moment de flexion et de moment de torsion (qui définissent ladite première enveloppe de sécurité E1). Le dispositif 1 conforme à l'invention comporte également des moyens 12 qui sont reliés par une liaison 13 auxdits moyens 10 et qui sont destinés à indiquer à un opérateur, par exemple un opérateur de maintenance ou un pilote de l'avion, le cas échéant, qu'une inspection de la dérive doit être effectuée. Ces moyens 12 peuvent notamment comporter des moyens d'affichage permettant d'afficher sur un écran de visualisation 14 les indications précitées. Ils peuvent également comporter des moyens d'impression et/ou des moyens d'alarme, par exemple, de type sonore et/ou de type visuel, qui sont notamment montés dans le poste de pilotage de l'avion. On notera qu'une telle alarme peut être conservée dans un enregistreur de maintenance, afin que les équipes de maintenance prennent connaissance du déroulement du vol et sachent quelle(s) opération(s) de maintenance elles doivent effectuer. De plus, il est possible de prévenir par avance les équipes de maintenance pour qu'elles soient prêtes à inter-venir dès l'atterrissage de l'avion. Par ailleurs, dans un mode de réalisation particulier: ledit dispositif 1 comporte de plus: des moyens 15 qui sont reliés par une liaison 16 audit ensemble 2 de sources d'informations, pour déterminer un effort tranchant Ty courant; et des moyens 17 qui sont reliés par des liaisons 18 et 19 respective-ment auxdits moyens 5 et 15, pour réaliser une comparaison, à sa-voir pour comparer le couple C2 formé par ledit moment de torsion Mz courant et ledit effort tranchant Ty courant à une seconde enveloppe de sécurité E2. Cette seconde enveloppe de sécurité E2 1 o non représentée: * est également déterminée au sol, par exemple en préparation de mission; * représente un graphique formé dans un plan à partir de couples de valeurs de moment de torsion et d'effort tranchant de la dé- rive; * est définie de sorte que, pour tout couple (de telles valeurs de moment de torsion et d'effort tranchant) qui est situé hors de la-dite seconde enveloppe de sécurité E2 et qui est appliqué à l'avion, il existe un risque d'apparition de déformations perma- nentes sur la dérive; * est déterminée à l'aide de modèles de charges usuels de l'avion; et * est, par exemple, enregistrée dans lesdits moyens 17; et lesdits moyens 10 qui sont reliés par une liaison 20 auxdits moyens 17, déterminent si une inspection structurale de ladite dérive doit être effectuée, également à partir du résultat de la comparaison réalisée par les-dits moyens 17. Dans un mode de réalisation particulier, lesdits moyens 15 déterminent ledit effort tranchant Ty courant, à l'aide de l'expression suivante: Ty = (A3 + B3.a).(3 + (C3 + D3.a).Srsup + (E3 + F3.a) .Srinf + G3.p + H3.r + I3.ny+J3.dp/dt+ K3.dr/dt+L3.8sp +M3.Sail dans laquelle A3 à M3 sont des coefficients. De même que les coefficients Al à mi, lesdits coefficients A3 à M3 dépendent de la pression dynamique, de la répartition massique (quantité de fuel, nombre de passagers, ...), du nombre de Mach de l'avion et de caractéristiques aérodynamiques latérales de l'avion. Dans un mode de réalisation simplifié, les coefficients G3 et M3 sont nuls. Ces coefficients G3 et M3 peuvent en effet être négligés. De préférence, ils sont uniquement utilisés lorsque l'on désire un calcul affiné de l'effort tranchant courant Ty. Ce dernier mode de réalisation permet notamment de valider une inspection, demandée suite à la détection d'un dépassement de charges à l'aide de ladite première enveloppe de sécurité El (moments de flexion et de torsion). Dans un tel cas, ce dernier mode de réalisation est mis en oeuvre, de préférence, uniquement lorsque la comparaison mise en oeuvre par les moyens 17 conclut à un dépassement de charges. Bien entendu, ce dernier mode de réalisation peut toutefois également être mis en oeuvre en parallèle à la surveillance conjointe du moment de flexion Mx et du moment de torsion Mz. 2871440 15 REVENDICATIONS 1. Procédé pour détecter un dépassement de charges de dimensionnement d'une dérive d'un avion, caractérisé en ce que: Al dans une étape préliminaire, on détermine une première enveloppe de sécurité représentant un graphique formé dans un plan à partir de couples de valeurs de moment de flexion et de moment de torsion de la dé-rive et définie de sorte que, pour tout couple de telles valeurs qui est si-tué hors de ladite première enveloppe de sécurité et qui est appliqué à l'avion, il existe un risque d'apparition de déformations permanentes sur la dérive; BI au cours d'un vol de l'avion, on réalise de façon répétitive et automatique les étapes suivantes: a) on estime le moment de flexion courant; b) on estime le moment de torsion courant; c) on réalise une première comparaison en comparant le couple formé par ledit moment de flexion courant et ledit moment de torsion courant à ladite première enveloppe de sécurité ; et d) on détermine si une inspection structurale de ladite dérive doit être 20 effectuée, au moins à partir du résultat de ladite première comparai-son. 2. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce qu'à l'étape d), on émet une alarme dans le poste de pilotage de l'avion, si une inspection structurale de ladite dérive doit être 25 effectuée. 3. Procédé selon l'une des revendications 1 et 2, caractérisé en ce qu'à l'étape préliminaire AI, on détermine ladite première enveloppe de sécurité à l'aide de modèles de charge de l'avion. 4. Procédé selon l'une des revendications 1 à 3, caractérisé en ce qu'à l'étape B/a), on détermine le moment de flexion courant Mx, à l'aide de l'expression suivante: Mx=(A1 +B1+(C1 +Dl.a). Srsup+(E1 +F1.a).Srinf+G1.p+Hl.r +I1.ny+J1.dp/dt+K1.dr/dt+L1.Ssp+M1.Sail dans laquelle: Al, B1, Cl, Dl, E1, F1, G1, H1, Il, J1, K1, L1 et M1 sont des coefficients; a est l'angle d'incidence de l'avion; o (3 est l'angle de dérapage local de l'avion, au niveau de la dérive; Srsup et Srinf sont les angles de débattement de gouvernes de direction supérieure et inférieure de l'avion; p représente la vitesse de roulis; r représente la vitesse de lacet; ny représente le facteur de charge latéral; dp/dt représente l'accélération de roulis correspondant à la dérivée par rapport au temps t de la vitesse de roulis p; dr/dt représente l'accélération de lacet correspondant à la dérivée par rapport au temps t de la vitesse de lacet r; Ssp est l'angle de sortie de spoilers de l'avion; et Sali est l'angle de sortie d'ailerons de l'avion. 5. Procédé selon la revendication 4, caractérisé en ce que lesdits coefficients Al à M1 dépendent de la pression dynamique, de la répartition massique, du nombre de Mach de l'avion et de caractéristiques aérodynamiques latérales de l'avion. 6. Procédé selon l'une des revendications 4 et 5, caractérisé en ce que lesdits coefficients G1 et M1 sont nuls. 7. Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce qu'à l'étape B/b), on détermine le moment de torsion courant Mz, à l'aide de l'expression suivante: Mz = (A2 + B2.a).13 + (C2 + D2.a).8rsup + (E2 + F2.a).8rinf + G2.p + H2.r +I2.ny+J2.dp/dt+K2.dr/dt+L2.Ssp+M2.8ail dans laquelle: A2, B2, C2, D2, E2, F2, G2, H2, I2, J2, K2, L2 et M2 sont des coefficients; a est l'angle d'incidence de l'avion; 1 o R est l'angle de dérapage local de l'avion, au niveau de la dérive; Srsup et Srinf sont les angles de débattement de gouvernes de direction supérieure et inférieure de l'avion; P représente la vitesse de roulis; r représente la vitesse de lacet; ny représente le facteur de charge latéral; dp/dt représente l'accélération de roulis correspondant à la dérivée par rapport au temps t de la vitesse de roulis p; dr/dt représente l'accélération de lacet correspondant à la dérivée par rapport au temps t de la vitesse de lacet r; 8sp est l'angle de sortie de spoilers de l'avion; et Sail est l'angle de sortie d'ailerons de l'avion. 8. Procédé selon la revendication 7, caractérisé en ce que lesdits coefficients A2 à M2 dépendent de la pression dynamique, de la répartition massique, du nombre de Mach de l'avion et de caractéristiques aérodynamiques latérales de l'avion. 9. Procédé selon l'une des revendications 7 et 8, caractérisé en ce que lesdits coefficients G2 et M2 sont nuls. 10. Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que: dans l'étape préliminaire Al, on détermine de plus une seconde enve- loppe de sécurité représentant un graphique formé dans un plan à partir de couples de valeurs de moment de torsion et d'effort tranchant de la dérive et définie de sorte que, pour tout couple de telles valeurs qui est situé hors de ladite seconde enveloppe de sécurité et qui est appliqué à l'avion, il existe un risque d'apparition de déformations permanentes sur la dérive; et au cours du vol de l'avion, on réalise de façon automatique les étapes suivantes: É on estime un effort tranchant courant; É on réalise une seconde comparaison en comparant le couple formé par ledit moment de torsion courant et ledit effort tranchant courant à ladite seconde enveloppe de sécurité ; et É à l'étape d), on détermine si une inspection structurale de ladite dé- rive doit être effectuée, également à partir du résultat de ladite seconde comparaison. 11. Procédé selon la revendication 10, caractérisé en ce que l'on détermine ledit effort tranchant Ty courant, à l'aide de l'expression suivante: Ty = (A3 + B3.a).13 + (C3 + D3.a).8rsup + (E3 + F3.a).8rinf + G3.p + H3.r +I3.ny+J3.dpldt+K3.dr/dt+L3.8sp+M3.8ail dans laquelle: A3, B3, C3, D3, E3, F3, G3, H3, I3, J3, K3, L3 et M3 sont des coefficients; a est l'angle d'incidence de l'avion; 13 est l'angle de dérapage local de l'avion, au niveau de la dérive; Srsup et Srinf sont les angles de débattement de gouvernes de direction supérieure et inférieure de l'avion; p représente la vitesse de roulis; r représente la vitesse de lacet; ny représente le facteur de charge latéral; dp/dt représente l'accélération de roulis correspondant à la dérivée par rapport au temps t de la vitesse de roulis p; drldt représente l'accélération de lacet correspondant à la dérivée par rapport au temps t de la vitesse de lacet r; Ssp est l'angle de sortie de spoilers de l'avion; et Sait est l'angle de sortie d'ailerons de l'avion. 12. Dispositif pour détecter un dépassement de charges de dimensionnement d'une dérive d'un avion, caractérisé en ce qu'il comporte: un ensemble (2) de sources d'informations; des premiers moyens (3) pour déterminer, à l'aide d'informations issues dudit ensemble (2) de sources d'informations, un moment de flexion courant; des deuxièmes moyens (5) pour déterminer, à l'aide d'informations issues dudit ensemble (2) de sources d'informations, un moment de torsion courant; des troisièmes moyens (7) pour réaliser une première comparaison, en comparant le couple formé par ledit moment de flexion courant et ledit moment de torsion courant à une première enveloppe de sécurité repré- sentant un graphique formé dans un plan à partir de couples de valeurs de moment de flexion et de moment de torsion de la dérive et définie de sorte que, pour tout couple de telles valeurs qui est situé hors de ladite première enveloppe de sécurité et qui est appliqué à l'avion, il existe un risque d'apparition de déformations permanentes sur la dérive; et des quatrièmes moyens (10) pour déterminer si une inspection structurale de ladite dérive doit être effectuée, au moins à partir du résultat de ladite première comparaison. 13. Dispositif selon la revendication 12, caractérisé en ce que: ledit dispositif (1) comporte de plus: É des cinquièmes moyens (15) pour déterminer, à l'aide d'informations issues dudit ensemble (2) de sources d'informations, un effort tranchant courant; et É des sixièmes moyens (17) pour réaliser une seconde comparaison, en comparant le couple formé par ledit moment de torsion courant et ledit effort tranchant courant à une seconde enveloppe de sécurité ; et lesdits quatrièmes moyens (10) déterminent si une inspection structu- raie de ladite dérive doit être effectuée, également à partir du résultat de ladite seconde comparaison. 14. Dispositif selon l'une des revendications 12 et 13, caractérisé en ce qu'il comporte de plus des septièmes moyens (12) destinés à indiquer à un opérateur, le cas échéant, qu'une inspection de la dé- rive doit être effectuée.