Brevet FR2863708A1 — publié le 20050617

4. SYSTEME ET PROCEDE DE MESURE DE DONNEES ACOUSTIQUES ET AERODYNAMIQUES A TRAVERS LE REVÊTEMENT La présente invention concerne des systèmes de mesure de données aérodynamiques. Plus particulièrement, la présente invention concerne des systèmes de mesure de données aérodynamiques acoustiques. Les systèmes de données aérodynamiques d'avions utilisent couramment des tubes de Pitot et/ou des sondes multifonctions pour mesurer les pressions liées aux données aérodynamiques. Ces systèmes de données aérodynamiques d'avions utilisent les pressions mesurées pour calculer des paramètres de données aérodynamiques pour un avion, tels que la vitesse aérodynamique et l'angle d'attaque. D'autres systèmes de données aérodynamiques utilisent des capteurs acoustiques, au lieu de capteurs de pression, afin d'estimer des paramètres tels que la vitesse aérodynamique locale et l'angle d'attaque local de l'avion. Ces systèmes de données aérodynamiques acoustiques peuvent être basés sur le principe que le temps de transmission des ondes sonores dans un fluide le long d'un chemin donné est une fonction de la vitesse acoustique locale et le composant de vitesse de fluide local parallèle à ce chemin. Ainsi, certains de ces systèmes sont basés sur le concept consistant à transmettre un signal acoustique généré par un transducteur électromécanique (par exemple, une source sonore) à travers le milieu fluide vers un ou plusieurs récepteurs en aval et à mesurer le temps de course jusqu'à chaque récepteur en aval. D'autres systèmes de données aérodynamiques acoustiques utilisent uniquement des capteurs acoustiques passifs et n'utilisent pas de transducteur électromécanique ou de source sonore. Un tel système de données aérodynamiques est décrit dans le brevet US n 5 585 557, de Loschke et al., publié le 17 décembre 1996. Dans le système de données aérodynamiques décrit dans le brevet de Loschke et al., un réseau équidistant de microphones est installé à une certaine distance d'un microphone de référence. L'angle d'attaque de l'écoulement d'air est mesuré en recherchant le microphone dans le réseau de microphones dont la sortie présente le coefficient de corrélation le plus élevé avec la sortie du microphone de référence. La supposition correspondante de l'écoulement attaché est ensuite effectuée. Etant donné que cette configuration connue permet la mesure de l'écoulement uniquement dans le sens depuis le microphone de référence jusqu'à l'un des microphones dans le réseau de microphones, ce système de données aérodynamiques souffre de l'inconvénient que la résolution pour la mesure de l'angle d'attaque est limitée par le nombre de microphones dans le réseau équidistant. Pour atteindre une résolution élevée dans la mesure ou l'estimation de l'angle d'attaque, un grand nombre de microphones en réseau doit être utilisé. Cela augmente le coût du système. L'utilisation d'un grand nombre de microphones en réseau augmente également la complexité du système, rendant la fabrication et l'installation du système plus difficiles et réduisant éventuellement la fiabilité en exploitation du système. Un deuxième inconvénient de ce type de système est que les données aérodynamiques peuvent être déduites uniquement si le sens de l'écoulement va du microphone de référence jusqu'au réseau. En d'autres termes, ces systèmes sont unidirectionnels. Cela limite l'utilité de ces systèmes. Par exemple, un système unidirectionnel présente des limites dans des utilisations telles que des hélicoptères. Par conséquent, un système de données aérodynamiques acoustiques qui résout un ou plusieurs des problèmes décrits précédemment, ou d'autres problèmes non décrits, ou qui propose des avantages par rapport aux systèmes de données aérodynamiques de l'art antérieur serait une amélioration significative dans l'art. Un système pour déterminer les caractéristiques physiques d'un flux d'écoulement incident sur une surface d'un véhicule comprend une pluralité de capteurs acoustiques montés sur la surface et configurés pour détecter les fluctuations de pression provoquées par le flux d'écoulement incident. La pluralité de capteurs acoustiques fournit des signaux de sortie indicateurs des fluctuations de pression détectées. Un circuit de traitement, couplé à la pluralité de capteurs acoustiques, mesure la vitesse d'écoulement dans un premier sens en fonction des signaux de sortie d'au moins deux de la pluralité de capteurs acoustiques, et mesure la vitesse d'écoulement dans un deuxième sens en fonction des signaux de sortie d'au moins deux de la pluralité de capteurs acoustiques. Les capteurs acoustiques utilisés pour détecter l'écoulement dans le premier sens peuvent être distincts des capteurs utilisés pour détecter l'écoulement dans le deuxième sens. Dans la variante, un capteur commun peut être utilisé dans les deux mesures si nécessaire. Le circuit de traitement est configuré pour calculer un sens angulaire d'écoulement en fonction des première et deuxième vitesses d'écoulement mesurées. Dans certains modes de réalisation de la présente invention, un système destiné à déterminer des caractéristiques physiques d'un flux d'écoulement incident sur une surface extérieure d'un véhicule est proposé. Le système comprend une pluralité de capteurs montés sur une première surface. La première surface est adjacente à la surface extérieure du véhicule. La pluralité de capteurs est configurée pour détecter le mouvement de la première surface provoqué par les fluctuations de pression en raison du flux d'écoulement incident, et pour fournir des signaux de sortie indicateurs du mouvement détecté de la première surface et de ce fait des fluctuations de pression. Un circuit de traitement couplé à la pluralité de capteurs est configuré pour déterminer les caractéristiques physiques du flux d'écoulement incident en fonction des signaux de sortie de capteur. Les figures lA à 1C sont des illustrations de 30 divers aspects d'un système de données aérodynamiques acoustiques de l'art antérieur. La figure 2 est une illustration de vue avant schématique d'un avion comprenant des systèmes de données aérodynamiques acoustiques selon la présente invention, installés sur celui-ci. La figure 3 est une illustration schématique d'un des systèmes de données aérodynamiques acoustiques représentés sur la figure 2. Les figures 4A à 4D sont des illustrations schématiques de configurations de données aérodynamiques à travers le revêtement. La présente invention comprend des améliorations par rapport aux systèmes de données aérodynamiques acoustiques existants. Par exemple, la présente invention propose des améliorations par rapport au système de données aérodynamiques acoustiques décrit par Loschke et al. dans le brevet US n 5 585 557, qui est incorporé ici en référence dans son intégralité. Plus particulièrement, la présente invention comprend un système de données aérodynamiques acoustiques présentant une configuration de capteur acoustique dans laquelle seulement trois ou quatre microphones ou capteurs sont nécessaires. Au contraire, le système décrit dans Loschke et al. nécessite un plus grand nombre de microphones, le nombre de microphones étant dépendant de la précision souhaitée. La configuration décrite fonctionne bien pour les écoulements séparés dans lesquels l'écoulement d'air est séparé de la surface portante et parfois remonte en vrille vers le sens depuis lequel il vient. Comme cela est décrit ci- dessous de manière plus détaillée, la présente invention propose un écoulement de détection dans des sens de vitesse de composant positifs. Cela permet aux écoulements séparés d'être mesurés également. Cela minimise également le nombre de capteurs requis. Ainsi, la présente invention propose un coût éventuel et une gamme d'avantages d'application par rapport à certains systèmes de données aérodynamiques acoustiques de l'art antérieur. La présente invention comprend également d'autres améliorations concernant des procédés et un dispositif de mesure de données aérodynamiques à travers le revêtement de l'avion. A des fins d'illustration, une description de base d'un système de données aérodynamiques acoustiques tel que celui décrit dans le brevet de Loschke et al. est proposée en référence aux figures lA à 1C. Comme cela est représenté sur les figures lA et 1B, un avion en général, indiqué par le numéro de référence 10, possède un axe longitudinal 11A, un axe vertical 11B et un axe latéral 11C. L'avion 10 comprend un fuselage 12 comprenant un nez 14, des ailes 16, des orifices d'entrée de moteur 18 et un habitacle 19. Quatre systèmes de données aérodynamiques hydrodynamiques 20A à 20D sont fixés sur le fuselage 12 à proximité du nez 14. Le système 20A comprend un premier capteur hydrodynamique 22 (capteur ou microphone de référence) et un réseau 24 de deuxièmes capteurs hydrodynamiques 22A à 24I montés dans un arc situé derrière et à équidistance du capteur de référence 22, la distance étant indiquée par le numéro de référence 25. Comme cela est illustré, le capteur 22 est placé sur l'axe longitudinal 11A, le nombre de deuxièmes capteurs hydrodynamiques 24A à 24I étant réparti également sur l'un et l'autre côté de celui-ci. Le capteur hydrodynamique 24E est positionné sur l'axe 11A. D'autres types de capteurs, tels que des capteurs de pression statique, des radiomètres passifs, des anémomètres, etc., peuvent être montés sur l'axe longitudinal derrière le réseau 24. Le système de données aérodynamiques 20C est monté sur le côté opposé de l'avion d'une manière similaire, alors que les systèmes de données aérodynamiques 20B et 20D sont montés à quatre-vingt-dix degrés sur celui- ci, le capteur 22 et le réseau 24 de ces systèmes étant alignés avec l'axe vertical 11B de l'avion. Pour chacun des systèmes de données aérodynamiques 20A à 20D, l'analyse de corrélation croisée peut être utilisée pour déterminer l'intervalle de temps ou le retard entre les fluctuations de pression de couche de limite de turbulence de convection au niveau du capteur de référence 22 et les fluctuations de pression correspondantes reçues par les capteurs 24A à 24I. Le capteur 24A à 24I avec des fluctuations de pression présentant la corrélation la plus élevée avec les fluctuations de pression au niveau du capteur de référence 22 peut ensuite être utilisé pour effectuer des suppositions du sens de l'écoulement d'air (par rapport au capteur de référence 22), de l'angle d'attaque, etc. Comme cela est décrit ci-dessus, un tel système est limité en résolution par le nombre de capteurs dans le réseau 24. Intégrer un grand nombre de capteurs dans le réseau 24 pour obtenir une résolution supérieure a pour résultat des coûts et une complexité de système accrus. La présente invention comprend des systèmes de données aérodynamiques hydrodynamiques qui nécessitent uniquement trois ou quatre microphones ou capteurs acoustiques pour fournir des informations de résolution élevée concernant l'angle d'attaque de l'écoulement d'air, au lieu de nécessiter un capteur de référence et un grand nombre de capteurs en réseau. Des modes de réalisation illustrés de la présente invention utilisent quatre capteurs pour fournir ces informations. Cependant, il sera observé que des modes de réalisation à trois capteurs sont également possibles. La figure 2 est une vue schématique avant d'un avion 100 qui comprend quatre systèmes de données aérodynamiques de ce type 120A à 120D. L'avion 100 comprend un fuselage 112 comprenant un nez 114. Dans le mode de réalisation particulier illustré, chacun des quatre systèmes de données aérodynamiques est centré sur l'axe vertical 116 ou sur l'axe latéral 118, qui forment une intersection à proximité d'un centre 117 du nez 114. Cependant, la présente invention n'est pas limitée à l'utilisation de quatre systèmes de données aérodynamiques tels que des systèmes 120A à 120D, et la présente invention n'est pas limitée non plus à ce placement particulier des systèmes de données aérodynamiques. La figure 3 est une illustration schématique d'un système de données aérodynamiques 120A qui est similaire (ou dans la variante identique) aux systèmes 120B à 120D. Le système 120A comprend un réseau de microphones ou réseau de capteurs 200 qui comprend quatre microphones ou capteurs hydrodynamiques 201 à 204. Dans le mode de réalisation illustré, les premier et deuxième capteurs 201 et 202 sont positionnés sur un premier côté de l'axe 118, alors que les troisième et quatrième capteurs 203 et 204 sont positionnés sur le côté opposé de l'axe 118. Chacun des capteurs 201 à 204 est couplé en fonctionnement par voie électrique ou autrement à un ordinateur ou autre circuit de traitement de données aérodynamiques 210. Un ordinateur de données aérodynamiques 210 implémente des procédés de la présente invention en utilisant un ou plusieurs des réseaux à quatre microphones. Ces procédés sont décrits ci-dessous de manière plus détaillée. En utilisant les procédés de la présente invention, des mesures d'écoulement de composant sont prises par l'ordinateur de données aérodynamiques 210. Pour le sens X (représenté dans le système de coordonnées X-Y sur la figure 3), le premier capteur 201 servant de capteur de référence, la vitesse d'écoulement V12 entre les premier et deuxième capteurs 201 et 202 est utilisée pour fournir des informations de sens X négatif. Le troisième capteur 203 servant de capteur de référence, la vitesse d'écoulement V34 entre les troisième et quatrième capteurs 203 et 204 est utilisée pour fournir des informations de sens X positif. Pour le sens Y, le deuxième capteur 202 servant de capteur de référence, la vitesse d'écoulement V23 entre les deuxième et troisième capteurs 202 et 203 est utilisée pour fournir des informations de sens Y négatif. Le quatrième capteur 204 servant de capteur de référence, la vitesse d'écoulement V41 entre les quatrième et premier capteurs 204 et 201 est utilisée pour fournir des informations de sens Y positif. Bien sûr, les combinaisons de capteurs peuvent être modifiées dans d'autres modes de réalisation, par exemple, les paires de capteurs utilisées pour fournir les informations de sens Y positif et négatif peuvent être commutées si nécessaire. En outre, il n'est pas nécessaire de calculer séparément l'écoulement dans les sens X et Y négatifs dans tous les modes de réalisation puisque l'écoulement dans les sens positifs correspondants peuvent être indicateurs de l'écoulement dans les sens négatifs en utilisant certains procédés de détermination de la vitesse. En outre, alors que quatre capteurs sont représentés, dans d'autres modes de réalisation trois capteurs seulement peuvent être utilisés. Par exemple, la vitesse d'écoulement dans le sens X peut être mesurée entre les capteurs 203 et 204, alors que la vitesse d'écoulement dans le sens Y peut être mesurée entre les capteurs 204 et 201. Les informations de vitesse d'écoulement de composant dans les sens X et Y sont ensuite utilisées pour donner l'angle d'écoulement a vers l'intérieur, quelle que soit la résolution disponible à partir des mesures de vitesse. Plus la résolution de mesure de vitesse obtenue est élevée, plus la résolution d'angle d'écoulement est élevée. TAN(a) est égal à Vy/VX, où V. représente les vitesses d'écoulement décrites ci- dessus V23, V41, ou une moyenne de V23 et V91r et dans lequel VX représente les vitesses d'écoulement décrites ci-dessus V12r V34 ou une moyenne de V12 et V39. Par conséquent, TAN-1 (Vy/Vx) est égal à l'angle d'écoulement a. L'angle d'écoulement a est l'angle d'attaque local de l'écoulement d'air. En utilisant le réseau de quatre capteurs et les procédés de détermination d'angle d'écoulement de la présente invention, il peut être observé que le nombre de capteurs requis est considérablement réduit comparé à l'art antérieur. En outre, contrairement à l'art antérieur, la présente invention fonctionne dans le cas d'un écoulement distinct. Comme cela est mentionné, un procédé destiné à déterminer les informations de vitesse de composant implique l'analyse de corrélation croisée pour déterminer l'intervalle de temps ou le retard entre un stimulus et une réaction, le stimulus étant les fluctuations de pression de couche de limite de turbulence de convection au niveau du capteur de référence, et la réaction étant la fluctuation de pression reçue au niveau du capteur apparié avec le capteur de référence pour une mesure de composant particulière. Comme cela est décrit dans le brevet de Loschke et al., un procédé destiné à mesurer la similarité entre deux formes d'ondes consiste à les multiplier, ordonnée par ordonnée et à ajouter les produits sur la durée des formes d'onde (corrélation croisée). Des procédés destinés à calculer la corrélation croisée entre deux formes d'ondes sont bien connus dans l'art et, par conséquent, ne sont pas décrits ici de manière détaillée. Les temps de transit entre le capteur de référence et le capteur en aval de la paire de capteurs, séparés de la distance S, sont déterminés par le pic dans les fonctions de corrélation croisée calculées pour chaque paire. Le retard de temps identifie la vitesse de convention, qui est la vitesse d'écoulement de composant décrite ci-dessus. La vitesse de convention de couche de limite est calculée comme dans l'équation 1 S..k Vii Atmin Equation 1 où Si] est la distance entre les capteurs i et j, et k est une constante d'étalonnage qui est d'environ 15 0,8. Alors que l'analyse de corrélation croisée telle que celle décrite cidessus et de manière plus détaillée dans le brevet de Loschke et al. est un procédé destiné à déterminer les mesures de composant de vitesse de l'écoulement d'air entre des premier et deuxième capteurs des réseaux à trois ou quatre capteurs, la présente invention n'est pas limitée à l'utilisation d'une analyse de corrélation croisée. A la place, une quelconque technique destinée à mesurer ou estimer les vitesses de composant X et Y de l'écoulement d'air peut être utilisée. Généralement, dans les systèmes de données aérodynamiques acoustiques, les capteurs acoustiques sont encastrés sur le revêtement de l'avion pour détecter les fluctuations de pression sur le revêtement. Pour obtenir cet encastrement, il existe généralement des trous formés dans le revêtement de l'avion pour donner aux capteurs acoustiques un accès aux fluctuations de pression. Selon un aspect supplémentaire de certains modes de réalisation de la présente invention, les capteurs acoustiques de type microphone sont remplacés par des accéléromètres, des extensomètres ou d'autres capteurs non acoustiques sur la surface intérieure du revêtement de l'avion ou sur une membrane de revêtement de l'avion, qui détectent l'accélération, les mouvements et d'autres réactions du revêtement ou de la membrane aux fluctuations de pression à mesurer. Ce concept de mesure de données aérodynamiques à travers le revêtement fonctionne d'une manière similaire aux systèmes acoustiques mais élimine un quelconque besoin de former des trous de capteur acoustique dans le revêtement de l'avion, ce qui est souhaitable car la formation de trous de capteur dans le revêtement de l'avion nécessite des efforts de conception et de test considérables pour garantir que le vol et la performance de l'avion ne sont pas affectés de manière nuisible. La figure 4A est une illustration schématique d'un premier système de mesure de données aérodynamiques à travers le revêtement 400-1 selon la présente invention. Comme cela est représenté sur la figure 4A, le système de mesure de données aérodynamiques 400-1 comprend des capteurs non acoustiques 401 à 404 positionnés à l'intérieur de, et en contact avec, le revêtement de l'avion 420. Les capteurs 401 à 404 peuvent être, par exemple, des accéléromètres, des extensomètres ou d'autres capteurs non acoustiques qui détectent l'accélération, les mouvements et d'autres réactions du revêtement 420 à des fluctuations de pression extérieures qui doivent être mesurées. Un ordinateur de données aérodynamiques 410 est couplé à chacun des capteurs 401 à 404, et selon les sorties de ces capteurs, détermine les caractéristiques physiques du flux d'écoulement incident sur la surface du revêtement 420. Par exemple, dans certains modes de réalisation, les capteurs 401 à 404 sont agencés dans une configuration de réseau de quatre capteurs comme cela est décrit ci-dessus en référence aux figures 2 et 3. Dans ces modes de réalisation, l'ordinateur de données aérodynamiques 410 est configuré pour mesurer les vitesses d'écoulement de fluide dans un premier sens (le sens X) et dans un deuxième sens (le sens Y), et pour calculer un sens angulaire d'écoulement comme une fonction des première et deuxième vitesses d'écoulement de fluide mesurées de la manière décrite ci-dessus. En outre, chacun des systèmes de mesure de données aérodynamiques à travers le revêtement représentés sur les figures 4A à 4D peut être utilisé pour implémenter les systèmes de données aérodynamiques représentés sur les figures 2 et 3. Cependant, les systèmes de données aérodynamiques à travers le revêtement représentés sur les figures 4A à 4D peuvent également être utilisés dans d'autres configurations, ou pour détecter d'autres caractéristiques du flux d'écoulement de fluide sur une surface de l'avion. Pour interpréter correctement les signaux provenant des capteurs 401 à 404, les caractéristiques de conditionnement de signal du revêtement de l'avion 420 doivent être identifiées et prises en compte dans le traitement du signal, tel que dans le traitement dans l'ordinateur de données aérodynamiques 410. Certains types de capteur, tels que les accéléromètres, détectent les mouvements de l'avion en plus des signaux souhaités. Par exemple, un accéléromètre extrait les accélérations de l'avion et de manoeuvre en plus des signaux souhaités correspondant aux fluctuations de pression. Pour compenser, un capteur de référence facultatif 405 (tel qu'un accéléromètre de référence) peut être monté à proximité des capteurs 401 à 404, et le signal de référence peut être utilisé pour soustraire ces effets hors des signaux à partir des capteurs principaux. Alors qu'un capteur de référence 405 est représenté à des fins d'illustration, si nécessaire, un capteur de référence distinct peut être utilisé pour chacun des capteurs principaux. Alors que les capteurs principaux 401 à 404 peuvent être des instruments passifs, dans d'autres modes de réalisation, un dispositif d'excitation ou résonant 422 est utilisé en option pour exciter ou faire vibrer le revêtement 420. Avec une caractérisation préalable des effets de fluctuations de pression sur la réaction d'excitation du revêtement 420, les capteurs 401 à 404 et l'ordinateur de données aérodynamiques 410 peuvent détecter les changements de vibration du revêtement 420, fournissant ainsi les informations dépendantes des fluctuations de pression souhaitées. Le dispositif d'excitation 422 peut être un dispositif piézoélectrique, un dispositif magnétostrictif, ou un quelconque autre dispositif qui peut être utilisé pour exciter le revêtement de l'avion 420 ou d'autres membranes. Les figures 4B à 4D illustrent trois modes de réalisation supplémentaires d'un système de données aérodynamiques à travers le revêtement selon la présente invention. Alors que le capteur de référence 405 et le dispositif d'excitation 422 ne sont pas représentés sur les figures 4B à 4D, ces caractéristiques peuvent être comprises dans ces trois modes de réalisation supplémentaires également. La figure 4B illustre un système de données aérodynamiques à travers le revêtement 400-2 selon une variante de mode de réalisation de la présente invention. Le système 400-2 diffère du système 400-1 en ce qu'il comprend des membranes ou sections de membrane 425 encastrées avec et intercalées entre des sections de revêtement d'avion 420. Des capteurs 401 à 404 sont chacun positionnés en contact avec ou adjacents à une section de membrane. Si nécessaire, tous les capteurs 401 à 404 peuvent être positionnés adjacents à une seule section de membrane encastrée. Etant donné que le revêtement de l'avion ne peut pas, dans toutes les instances, être un transmetteur efficace de fluctuations de pression, une membrane plus mince ou autrement plus optimale 425 peut être utilisée. Etant donné que la membrane 425 est encore encastrée avec la surface extérieure du revêtement de l'avion 420, les inconvénients des systèmes de données aérodynamiques acoustiques de l'art antérieur peuvent être évités. Les figures 4C et 4D illustrent des troisième et quatrième modes de réalisation 400-3 et 400-4 d'un système de données aérodynamiques à travers le revêtement selon la présente invention. Le système 400- 3 représenté sur la figure 4C est similaire au système 400-2 représenté sur la figure 4B en ce que des capteurs 401 à 404 sont positionnés en contact avec ou adjacents à une membrane 430 autre que le revêtement de l'avion. Le mode de réalisation représenté sur la figure 4C diffère, cependant, en ce que la membrane 430 n'est pas encastrée avec et intercalée entre des parties du revêtement de l'avion 420. A la place, la membrane 430 est positionnée immédiatement adjacente à et en contact avec le revêtement de l'avion 420. Le système 400-4 représenté sur la figure 4D diffère du système 400-3 représenté sur la figure 4C en ce que la membrane 430 est divisée en segments de membrane 430-1 à 430-4, chacun avec un capteur correspondant positionné adjacent à celui-ci. Un avantage fourni par les systèmes de données aérodynamiques 400-1 à 4004 comprend que le placement des capteurs n'est pas intrusif comparé aux systèmes de données aérodynamiques acoustiques traditionnels. Les systèmes de données aérodynamiques à travers le revêtement tels que celui décrit peuvent utiliser une technologie de capteur existante, facilement disponible. En outre, ces systèmes peuvent être conçus pour fonctionner sur une puissance faible, puisqu'ils ne sont pas exposés à des conditions de gel. Des réseaux de capteurs dans ces systèmes de données aérodynamiques peuvent être configurés pour mesurer la vitesse aérodynamique, l'angle d'attaque de l'avion (AOA) et l'angle de dérapage de l'avion (AOS). Les systèmes peuvent être conçus avec une durabilité élevée puisqu'il existe peu ou pas d'exposition à l'environnement extérieur. Bien que la présente invention ait été décrite en référence aux modes de réalisation préférés, l'homme du métier reconnaîtra que des modifications peuvent être apportées à la forme et au détail sans s'éloigner de l'esprit et de l'étendue de la présente invention. Par exemple, la présente invention peut être utilisée dans n'importe quel type d'avion, y compris les avions à aile fixe et rotative. En outre, la présente invention peut être utilisée dans d'autres environnements, tels que des fusées, etc. Par conséquent, ces véhicules sont considérés comme des avions dans le contexte de la présente invention. En outre, alors que les capteurs sont illustrés dans une configuration rectangulaire ou carrée qui définit les sens X et Y orthogonaux, d'autres configurations géométriques peuvent également être utilisées, avec la relation géométrique pour calculer les vitesses du composant. REVENDICATIONS 1. Système destiné à déterminer les caractéristiques physiques d'un flux d'écoulement incident sur une surface d'un véhicule, le système comprenant: une pluralité de capteurs acoustiques (401-404) montés sur la surface et configurés pour détecter des fluctuations de pression provoquées par le flux d'écoulement incident, la pluralité de capteurs acoustiques fournissant des signaux de sortie indicateurs des fluctuations de pression détectées; et un circuit de traitement (410) couplé à la pluralité de capteurs acoustiques (401-404), le circuit de traitement (410) mesurant la vitesse d'écoulement dans un premier sens en fonction des signaux de sortie d'au moins deux de la pluralité de capteurs acoustiques (401-404), et mesurant la vitesse d'écoulement dans un deuxième sens en fonction des signaux de sortie d'au moins deux de la pluralité de capteurs acoustiques (401-404), le circuit de traitement (410) configuré pour calculer un sens angulaire d'écoulement en fonction des première et deuxième vitesses d'écoulement mesurées. 2. Système selon la revendication 1, dans lequel les premier et deuxième sens sont les sens X et Y, respectivement, orthogonaux et dans lequel le circuit de traitement (410) est configuré pour mesurer la vitesse d'écoulement dans le premier sens en mesurant la vitesse d'écoulement dans un sens X positif et la vitesse d'écoulement dans un sens X négatif et dans lequel le circuit de traitement (410) est configuré pour mesurer la vitesse d'écoulement dans le deuxième sens en mesurant à la fois la vitesse d'écoulement dans un sens Y positif et la vitesse d'écoulement dans un sens Y négatif. 3. Système selon la revendication 2, dans lequel la pluralité de capteurs acoustiques (401-404) comprend une pluralité de microphones. 4. Système selon la revendication 2, dans lequel la pluralité de capteurs acoustiques (401-404) comprend des premier, deuxième, troisième et quatrième capteurs acoustiques. 5. Système selon la revendication 4, dans lequel le circuit de traitement (410) est configuré pour mesurer la vitesse d'écoulement dans le sens X négatif en fonction des signaux de sortie des premier et deuxième capteurs acoustiques, et pour mesurer la vitesse d'écoulement dans le sens X positif en fonction des signaux de sortie des troisième et quatrième capteurs acoustiques. 6. Système selon la revendication 5, dans lequel le circuit de traitement (410) est configuré pour mesurer la vitesse d'écoulement dans le sens Y négatif en fonction des signaux de sortie de l'un ou l'autre des deuxième et troisième capteurs acoustiques ou des quatrième et premier capteurs acoustiques, et pour mesurer la vitesse d'écoulement dans le sens Y positif en fonction de l'autre des signaux de sortie des deuxième et troisième capteurs acoustiques et des quatrième et premier capteurs acoustiques. 7. Système selon la revendication 2, dans lequel le circuit de traitement (410) est configuré pour mesurer les vitesses d'écoulement en fonction de corrélations croisées des signaux de sortie de capteur. 8. Système selon la revendication 2, dans lequel le circuit de traitement (410) est configuré pour calculer le sens angulaire d'écoulement en fonction de la tangente inverse d'un rapport de vitesses d'écoulement dans les sens Y et X. 9. Système selon la revendication 1, dans lequel le circuit de traitement (410) comprend un ordinateur de données aérodynamiques. 10. Avion comprenant le système selon la revendication 1. 11. Avion comprenant une pluralité de systèmes selon la revendication 1. 12. Système selon la revendication 1, dans lequel la pluralité de capteurs acoustiques (401-404) est constituée de quatre capteurs acoustiques. 13. Procédé destiné à déterminer les caractéristiques d'un flux d'écoulement incident sur une surface d'un véhicule, le procédé comprenant les étapes consistant à : détecter les fluctuations de pression provoquées par le flux d'écoulement incident, à l'aide d'une pluralité de capteurs acoustiques (401-404) montés sur la surface, et fournir des signaux de sortie indicateurs des fluctuations de pression détectées; mesurer la vitesse d'écoulement dans un premier sens en fonction des signaux de sortie d'au moins deux de la pluralité de capteurs acoustiques (401-404) ; mesurer la vitesse d'écoulement dans un deuxième sens en fonction des signaux de sortie d'au moins deux de la pluralité de capteurs acoustiques (401-404) ; et calculer un sens angulaire d'écoulement en fonction des première et deuxième vitesses d'écoulement mesurées. 14. Procédé selon la revendication 13, dans lequel les premier et deuxième sens sont des sens X et Y orthogonaux, respectivement, et dans lequel l'étape consistant à mesurer la vitesse d'écoulement dans le premier sens comprend en outre l'étape consistant à mesurer la vitesse d'écoulement dans un sens X positif et la vitesse d'écoulement dans un sens X négatif, et dans lequel l'étape consistant à mesurer la vitesse d'écoulement dans le deuxième sens comprend en outre l'étape consistant à mesurer la vitesse d'écoulement dans un sens Y positif et la vitesse d'écoulement dans un sens Y négatif. 15. Procédé selon la revendication 14, dans lequel la pluralité de capteurs acoustiques (401-404) comprend des premier, deuxième, troisième et quatrième capteurs acoustiques, dans lequel l'étape consistant à mesurer la vitesse d'écoulement dans le sens X négatif comprend en outre l'étape consistant à mesurer la vitesse d'écoulement dans le sens X négatif en fonction des signaux de sortie des premier et deuxième capteurs acoustiques, dans lequel l'étape consistant à mesurer la vitesse d'écoulement dans le sens X positif comprend en outre l'étape consistant à mesurer la vitesse d'écoulement dans le sens X positif en fonction des signaux de sortie des troisième et quatrième capteurs acoustiques. 16. Procédé selon la revendication 15, dans lequel l'étape consistant à mesurer la vitesse d'écoulement dans le sens Y négatif comprend en outre l'étape consistant à mesurer la vitesse d'écoulement dans le sens Y négatif en fonction des signaux de sortie de l'un ou l'autre des deuxième et troisième capteurs acoustiques ou des quatrième et premier capteurs acoustiques, et dans lequel l'étape consistant à mesurer la vitesse d'écoulement dans le sens Y positif comprend en outre l'étape consistant à mesurer la vitesse d'écoulement dans le sens y positif en fonction de l'autre des signaux de sortie des deuxième et troisième capteurs acoustiques et des quatrième et premier capteurs acoustiques. 17. Système destiné à déterminer les caractéristiques physiques d'un flux d'écoulement incident sur une surface extérieure d'un véhicule, le système comprenant: une pluralité de capteurs (401-404) montés sur une première surface adjacente à la surface extérieure du véhicule et configurés pour détecter le mouvement de la première surface provoqué par des fluctuations de pression dues au flux d'écoulement incident, la pluralité de capteurs (401-404) fournissant des signaux de sortie indicateurs du mouvement détecté de la première surface et de ce fait des fluctuations de pression; et un circuit de traitement (410) couplé à la pluralité de capteurs (401-404), le circuit de traitement configuré pour déterminer les caractéristiques physiques du flux d'écoulement incident en fonction des signaux de sortie de capteur. 18. Système selon la revendication 17, dans lequel la pluralité de capteurs (401-404) comprend une pluralité d'extensomètres. 19. Système selon la revendication 17, dans lequel la pluralité de capteurs (401-404) comprend une pluralité d'accéléromètres. 20. Système selon la revendication 17, dans lequel la première surface est urne surface intérieure du véhicule. 21. Système selon la revendication 20, dans lequel la première surface est une surface intérieure d'un 15 revêtement d'avion. 22. Système selon la revendication 17, dans lequel la première surface est une surface de membrane positionnée adjacente à la surface extérieure du véhicule. 23. Système selon la revendication 22, dans lequel la surface de membrane comprend une pluralité de sections de membrane intercalées entre les sections de la surface extérieure du véhicule. 24. Système selon la revendication 22, dans lequel 25 la surface de membrane est positionnée derrière la surface extérieure du véhicule. 25. Système selon la revendication 24, dans lequel la surface de membrane comprend une pluralité de sections de membrane. 26. Système selon la revendication 17, comprenant en outre au moins un capteur de référence couplé au circuit de traitement (410), le au moins un capteur de référence détectant le mouvement de la première surface qui n'est pas dû aux fluctuations de pression provoquées par le flux d'écoulement incident, le au moins un capteur de référence fournissant des sorties de capteur de référence en réaction, le circuit de traitement (410) étant configuré pour compenser la détermination des caractéristiques physiques en utilisant les sorties de capteur de référence. 27. Système selon la revendication 17, comprenant en outre un dispositif d'excitation (422) couplé à la première surface, le dispositif d'excitation excitant la première surface d'une manière connue pour obtenir une réaction d'excitation, dans lequel la pluralité de capteurs (401-404) montés sur la première surface détecte le mouvement de la première surface provoqué par les fluctuations de pression en détectant des changements dans la réaction d'excitation. 28. Système selon la revendication 17, dans lequel le circuit de traitement (410) est configuré pour mesurer la vitesse d'écoulement dans un premier sens en fonction des signaux de sortie d'au moins deux de la pluralité de capteurs, et pour mesurer la vitesse d'écoulement dans un deuxième sens en fonction des signaux de sortie d'au moins deux de la pluralité de capteurs, le circuit de traitement (410) étant configuré en outre pour calculer un sens angulaire d'écoulement en fonction des première et deuxième vitesses d'écoulement mesurées. 29. Système selon la revendication 28, dans lequel les premier et deuxième sens sont des sens X et Y orthogonaux, respectivement, et dans lequel le circuit de traitement (410) est configuré pour mesurer la vitesse d'écoulement dans le premier sens en mesurant à la fois la vitesse d'écoulement dans un sens X positif et la vitesse d'écoulement dans un sens X négatif, et dans lequel le circuit de traitement (410) est configuré pour mesurer la vitesse d'écoulement dans le deuxième sens en mesurant à la fois la vitesse d'écoulement dans un sens Y positif et la vitesse d'écoulement dans un sens Y négatif. 30. Système selon la revendication 29, dans lequel la pluralité de capteurs (401-404) comprend des premier, deuxième, troisième et quatrième capteurs. 31. Système selon la revendication 30, dans lequel le circuit de traitement (410) est configuré pour mesurer la vitesse d'écoulement dans le sens X négatif en fonction des signaux de sortie des premier et deuxième capteurs, et pour mesurer la vitesse d'écoulement dans le sens X positif en fonction des signaux de sortie des troisième et quatrième capteurs. 32. Système selon la revendication 31, dans lequel le circuit de traitement (410) est configuré pour mesurer la vitesse d'écoulement dans le sens Y négatif en fonction des signaux de sortie de l'un ou l'autre des deuxième et troisième capteurs ou des quatrième et premier capteurs, et pour mesurer la vitesse d'écoulement dans le sens Y positif en fonction de l'autre des signaux de sortie des deuxième et troisième capteurs et des quatrième et premier capteurs. 33. Avion comprenant le système selon la revendication 17.