Brevet FR2914075A1 — publié le 20080926

La présente invention concerne un procédé et un dispositif de gestion du pilotage en roulis d'un aéronef multimoteur, en particulier d'un avion de transport multimoteur. En fonctionnement normal, un avion qui est équipé de plusieurs moteurs est propulsé par la génération d'une poussée symétrique sur ses différents moteurs, c'est-à-dire d'une poussée qui est telle que le moment résultant des forces de propulsion autour d'un axe vertical (par rapport à l'aéronef) est nul. Ainsi, on garantit une capacité de manoeuvre en lacet (autour de l'axe vertical) qui est identique à gauche et à droite, la corn-mande en lacet étant mise en oeuvre par le braquage de la gouverne de direction de l'avion. De plus, l'orientation de la trajectoire de l'avion dans le plan horizontal est réalisé par l'inclinaison de la portance. Cette inclinaison est réalisée de façon plus ou moins rapide et nécessite une contribution de la 15 gouverne de direction pour garantir un dérapage faible, voire nul. La vitesse d'inclinaison est un paramètre déterminant pour l'amplitude de braquage nécessaire de la gouverne de direction. En cas de panne ou de réduction de la poussée d'un ou de plu-sieurs moteurs de l'avion, la condition précitée de symétrie de la poussée 2C) des moteurs n'est plus réalisée. Aussi, pour maintenir le vol symétrique, il esi: alors nécessaire de mettre en oeuvre un braquage de la gouverne de direction qui compense le moment de lacet des forces de propulsion, qui lors de la mise en virage de l'aéronef s'ajoute au braquage destiné à main-tenir le dérapage nul pendant cette manoeuvre. Ceci a pour conséquence : 2 soit d'entraîner un accroissement important des charges aérodynamiques subies par la structure des parties arrière (queue, dérive, .) de l'avion au cours de cette manoeuvre ; soit, si la butée de la gouverne de direction est atteinte avant que le besoin en lacet soit entièrement satisfait, d'engendrer une forte prise de dérapage, ce qui réduit les marges de sécurité et engendre également un niveau de charge structurale élevé par prise de dérapage. Par le document FR-2 753 171, on connaît un dispositif de contrôle de la poussée d'un aéronef multimoteur lors d'une dissymétrie de poussée due à la panne d'un moteur de l'aéronef. En outre, par le document FR-2 879 561, on connaît un procédé particulier pour améliorer le pilotage en roulis d'un aéronef, procédé qui utilise notamment des moyens pour engendrer un ordre en roulis. La présente invention concerne un procédé de gestion du pilotage 15. en roulis d'un aéronef multimoteur, qui permet de remédier aux inconvé- nients précités. Selon l'invention, ledit procédé selon lequel on engendre un ordre en roulis, est remarquable en ce que l'on réalise, de plus, de façon automatique, la suite d'opérations suivante : 20 a) sur chacun des moteurs de l'aéronef, on mesure la valeur d'un paramè- tre représentatif de la poussée dudit moteur ; b) les différentes valeurs ainsi mesurées sont converties, chacune, en une valeur de poussée effective ; c) à partir des différentes valeurs de poussée effective ainsi obtenues, on 25 calcule un moment global de poussée des moteurs autour d'un axe ver-tical de l'aéronef, ledit moment global illustrant le cas échéant une dis-symétrie de poussée des moteurs de l'aéronef ; d) à l'aide dudit moment global, on détermine un taux de roulis maximal ; et 3..DTD: e) on limite ledit ordre en roulis à l'aide dudit taux de roulis maximal. Ainsi, grâce à l'invention, on limite ledit ordre en roulis, générale-ment un taux de roulis, en fonction de la dissymétrie de poussée effectivement présente sur l'aéronef. Ceci permet d'éviter les fortes charges structurales et également les excursions en dérapage précitées. La présente invention permet à un avion de conserver toute sa maniabilité en phase d'approche, pendant laquelle la dissymétrie de poussée (ou de propulsion) est faible, et de réduire celle-ci uniquement lorsque la dissymétrie de poussée est forte, ce qui correspond à des cas de vol pour lesquels la surcharge des parties arrière (queue, dérive, ...) de l'avion est importante, alors que les besoins de maniabilité en roulis sont beau-coup moins élevés. Avantageusement, à une étape f), on applique ledit ordre en roulis tel que limité à l'étape e) à au moins un moyen usuel de commande du 1ri roulis de l'aéronef. Dans le cadre de la présente invention, à l'étape a), on peut pré-voir différentes variantes de réalisation, en particulier : on peut mesurer, pour chaque moteur, la valeur du régime de l'étage de basse pression dudit moteur ; ou 20 on peut mesurer, pour chaque moteur, la position de la manette de commande correspondante ; ou on peut prendre en compte toute information de panne émise qui est relative auxdits moteurs de l'aéronef. Dans un mode de réalisation préféré, à l'étape d) : 25 on prend en compte un niveau de charge atteint sur la structure arrière de l'aéronef, qui dépend du roulis et de la dissymétrie de poussée. Ce niveau de charge est calculé en amont au cours de la conception d'un dispositif destiné à mettre en oeuvre ledit procédé ; et 4 - on sélectionne, comme taux de roulis maximal, celui qui représente le niveau de charge maximal pour une dissymétrie de poussée correspondant audit moment global calculé. Dans le cas où le procédé conforme à l'invention est appliqué à un aéronef à commandes de vol électriques, de façon avantageuse, ledit ordre en roulis est exprimé sous forme d'un taux de roulis, et à l'étape e), ce taux de roulis est limité, si nécessaire, directement à la valeur dudit taux de roulis maximal. En outre, dans le cas où le procédé conforme à la présente inven- fion est appliqué à un aéronef à commandes de vol manuelles, de façon avantageuse, à l'étape e), on calcule une valeur de braquage limite 8.emax de gouvernes de gauchissement destinées à agir sur le roulis de l'aéronef. Cette valeur de braquage limite 8îmax est calculée à l'aide de l'expression suivante : 8.emax = (K/V).pmax dans laquelle : ù K est un gain prédéterminé ; - V est une vitesse aérodynamique de l'aéronef ; et - pmax est ledit taux de roulis maximal déterminé à l'étape d), ladite valeur de braquage limite 8max ainsi calculée étant appliquée à des butées réglables desdites gouvernes de gauchissement, ce qui permet de limiter le braquage de ces dernières et donc de l'ordre en roulis s'il requiert un braquage allant au-delà de cette limite. La présente invention concerne également un dispositif de gestion automatique du pilotage en roulis d'un aéronef multimoteur, en particulier d'un avion de transport multimoteur. A cet effet, selon l'invention, ledit dispositif du type comportant des moyens pour engendrer un ordre en roulis, en particulier un taux de roulis, est remarquable en ce qu'il comporte de plus : des moyens pour mesurer automatiquement, sur chacun des moteurs de l'aéronef, la valeur d'un paramètre représentatif de la poussée dudit moteur ; des moyens pour convertir automatiquement chacune desdites valeurs 5 ainsi mesurées en une valeur de poussée effective ; des moyens pour calculer automatiquement, à partir des différentes va-leurs de poussée effective ainsi obtenues, un moment global de poussée des moteurs autour d'un axe vertical de l'aéronef, ledit moment global illustrant le cas échéant une dissymétrie de poussée des moteurs 7o de l'aéronef ; des moyens pour déterminer automatiquement, à l'aide dudit moment global, un taux de roulis maximal ; et des moyens pour limiter automatiquement ledit ordre en roulis à l'aide dudit taux de roulis maximal. 15 En outre, dans un mode de réalisation particulier, ledit dispositif comporte, de plus, au moins un système de commande du roulis de l'aéronef. Les figures du dessin annexé feront bien comprendre comment l'invention peut être réalisée. Sur ces figures, des références identiques 20 désignent des éléments semblables. La figure 1 est le schéma synoptique d'un dispositif conforme à l'invention. La figure 2 montre schématiquement un moyen de calcul particulier d'un dispositif conforme à l'invention. 25 Les figures 3 et 4 sont des graphiques permettant de bien expliquer le calcul d'un taux de roulis maximal, réalisé conformément à l'invention. Le dispositif 1 conforme à l'invention et représenté schématique-ment sur la figure 1 est destiné à aider le pilote d'un aéronef multimoteur 6 (non représenté), en particulier d'un avion de transport multimoteur, à gérer le pilotage en roulis dudit aéronef. Pour ce faire, ledit dispositif 1 comporte notamment des moyens 2 qui comprennent, par exemple, un manche de commande, et qui sont sus- ceptibles d'engendrer un ordre en roulis. Ces moyens 2 peuvent égale-ment comporter des moyens usuels qui déterminent ledit ordre en roulis de façon automatique à l'aide de valeurs mesurées. Dans un mode de réalisation préféré, ledit dispositif 1 comporte, de plus, des moyens 3 qui sont reliés par l'intermédiaire d'une liaison 4 auxdits moyens 2 et qui sont destinés à convertir, de façon usuelle, un ordre en roulis engendré par lesdits moyens 2, en un taux de roulis commandé. Ce mode de réalisation préféré est notamment utilisé sur un aérone-f à commandes de vol électriques. Toutefois, toute utilisation usuelle possible de l'ordre en roulis (engendré par lesdits moyens 2) peut être envisagé dans le cadre de la présente invention. Selon l'invention, ledit dispositif 1 comporte de plus : des moyens 5 pour mesurer automatiquement, de façon usuelle, sur chacun des n moteurs de l'aéronef (n étant un entier supérieur à 1), la valeur d'un paramètre précisé ci-dessous, qui est représentatif de la poussée du moteur correspondant ; des moyens 6 qui sont reliés par l'intermédiaire d'une liaison 7 auxdits moyens 5 et qui sont formés de manière à convertir chacune des différentes valeurs mesurées par lesdits moyens 5 (c'est-à-dire les valeurs mesurées sur chacun des moteurs de l'aéronef) en une valeur de pous- sée effective. On obtient ainsi un nombre n de valeurs de poussée effective ; des moyens 8 qui sont reliés par l'intermédiaire d'une liaison 9 auxdits moyens 6 et qui sont formés de manière à calculer automatiquement, à partir des n valeurs de poussée effective reçues desdits moyens 6, un 7 moment global de poussée des moteurs autour d'un axe vertical de l'aéronef. Ce moment global résulte des forces de propulsion autour de cet axe vertical par rapport à l'aéronef. Ce moment global illustre, le cas échéant, une dissymétrie de poussée des moteurs dudit aéronef ; des moyens 10 qui sont reliés par l'intermédiaire d'une liaison 11 aux-dits moyens 8 et qui sont formés de manière à déterminer à l'aide dudit moment global reçu desdits moyens 8, un taux de roulis maximal, et ceci de la manière précisée ci-dessous ; et des moyens 12 qui sont reliés par l'intermédiaire de liaisons 13 et 14 respectivement auxdits moyens 3 et 10 et qui sont formés de manière à limiter l'ordre en roulis reçu desdits moyens 2 (et converti dans l'exemple de la figure 1 en un taux de roulis par l'intermédiaire desdits moyens 3) à l'aide dudit taux de roulis maximal reçu desdits moyens 10. Lesdits moyens 12 transmettent donc à leur sortie par l'intermédiaire d'une liai-son 15 un ordre en roulis qui est, le cas échéant, limité à l'aide dudit taux de roulis maximal. Par conséquent, le dispositif 1 conforme à l'invention limite le cas échéant ledit ordre en roulis, généralement un taux de roulis, par rapport à un taux de roulis maximal préalablement calculé, c'est-à-dire en fonction 20 d'un moment global de poussée qui illustre la dissymétrie de poussée qui est effectivement présente sur l'aéronef. Tout ordre en roulis engendré de façon usuelle est donc limité, selon l'invention, en cas de dissymétrie de poussée, en fonction de cette dissymétrie de poussée. Ceci permet d'éviter de fortes charges structurales et des excursions en dérapage, qui existeraient en l'absence d'une telle limitation, en cas de panne ou de réduction de la poussée d'un ou de plusieurs moteurs dudit aéronef multimoteur. Le dispositif 1 conforme à l'invention permet ainsi à un avion, en particulier un avion de transport : 8 ù de conserver toute sa maniabilité en phase d'approche (en vue d'un atterrissage sur un aéroport), pendant laquelle la dissymétrie de poussée (ou de propulsion) est faible ; et - de réduire sa maniabilité uniquement lorsque la dissymétrie de poussée est forte, ce qui correspond à des cas de vol tels qu'une phase de croisière, pour lesquels la surcharge des parties arrière (queue, dérive, ...) de l'avion est importante, mais pour lesquels les besoins de maniabilité en roulis sont beaucoup moins élevés. Dans un mode de réalisation préféré, ledit dispositif 1 comporte, t0 de plus, un système 16 usuel de commande du roulis de l'aéronef. Dans le cas d'un avion de transport, ce système 16 peut notamment comporter des gouvernes de gauchissement (non représentées) qui sont destinées à agir sur le roulis de l'aéronef et des actionneurs de ces gouvernes de gauchissement, ainsi que, si nécessaire, des moyens de mise en forme pour 15 mettre en forme l'ordre en roulis (commandé et limité) reçu desdits moyens 12 avant de le transmettre auxdits actionneurs. Dans un mode de réalisation préféré, lesdits moyens 5 comprennent, par exemple, une pluralité de systèmes de contrôle numérique à pleine autorité des moteurs, de type FADEC ("Full Authority Digital Engine 20 Control" en anglais), qui sont associés, chacun, à un moteur particulier de l'aéronef et qui mesurent, chacun, la valeur N1 du régime de l'étage de basse pression du moteur associé. Dans ce mode de réalisation particulier, lesdits moyens 6 peuvent comporter des calculateurs primaires de type PRIM de commandes de vol, dont chacun est associé à un système 25 FADEC et qui calculent, chacun, de façon usuelle, à partir des valeurs N1 reçues des différents systèmes FADEC associés, une poussée représentant la poussée maximale que le moteur est susceptible de fournir à cette valeur de régime N1, et ceci quelles que soient l'altitude et la température. Dans la pratique, la poussée ainsi calculée est proche de la poussée 9 effectivement délivrée par le moteur. C'est pourquoi le dispositif 1 utilise cette poussée ainsi calculée, comme valeur de poussée effective. On notera que la mesure du régime N1 des moteurs peut être complétée par la vitesse aérodynamique, l'altitude et la température, pour réaliser une estimation plus précise de la poussée effective. Des alternatives à l'utilisation du régime N1 consistent notamment à utiliser des paramètres moteur indiquant la présence d'une dissymétrie de poussée, et notamment : ù les positions des manettes moteur ; ou û des informations de panne moteur. En outre, dans un mode de réalisation particulier représenté sur la figure 2 et appliqué à un aéronef quadrimoteur, lesdits moyens 8 qui cal-culent un moment global de poussée des moteurs illustrant le cas échéant une dissymétrie de poussée, peuvent comporter : û un moyen de calcul 18 qui calcule la différence entre la valeur de poussée effective correspondant au moteur extérieur gauche et reçue par l'intermédiaire d'une liaison 9A et la valeur de poussée effective correspondant au moteur externe droit et reçue par l'intermédiaire d'une liai-son 9B; un moyen de calcul 19 qui fait la différence entre la valeur de poussée effective correspondant au moteur interne gauche et reçue par l'intermédiaire d'une liaison 9C et la valeur de poussée effective correspondant au moteur interne droit et reçue par l'intermédiaire d'une liai-son 9D ; un moyen de calcul 20 qui est relié par l'intermédiaire d'une liaison 21 audit moyen de calcul 19 et qui multiplie la différence calculée par ledit moyen de calcul 19 par un coefficient K qui est tel que K=Y1/Y2. Y1 et Y2 représentent les valeurs du bras de levier des moteurs par rapport au centre de gravité dans le plan horizontal, c'est-à-dire les positions la-10 térales des moteurs, respectivement pour un moteur interne et un moteur externe. Ceci permet d'obtenir une grandeur homogène à un moment autour de l'axe vertical ; un moyen de calcul 22 qui est relié par l'intermédiaire de liaisons 23 et 24 respectivement auxdits moyens de calcul 18 et 20 et qui fait la somme des résultats des calculs mis en oeuvre par ces moyens de cal-cul 18 et 20 ; et un moyen de calcul 25 qui est relié par l'intermédiaire d'une liaison 26 audit moyen de calcul 22, qui calcule la valeur absolue de la somme re- 1 o çue dudit moyen de calcul 22, et qui transmet cette valeur absolue (représentant ledit moment global) par l'intermédiaire de la liaison 11 aux-dits moyens 10. Lesdites liaisons 9A, 9B, 9C et 9D font partie de la liaison 9 de la figure 1. Dans un mode de réalisation particulier, ces quatre liaisons 9A à 15 9D sont reliées chacune, à l'un des calculateurs PRIM FADEC des quatre moteurs de l'aéronef quadrimoteur considéré. Par ailleurs, les figures 3 et 4 permettent de bien expliquer comment les moyens 10 déterminent le taux de roulis maximal Tpmax à partir du moment global calculé par les moyens 8. 20 Pour une dissymétrie de poussée donnée ou un moment global donné, le taux de roulis maximal acceptable par la structure d'un aéronef esi: obtenu en analysant par simulation le niveau de charge atteint au cours d'une manoeuvre de mise en virage. Le taux de roulis maximal est celui qui conduit au niveau de charge maximal acceptable. On a repré- 25 senté sur la figure 3, en abscisse, la dissymétrie de poussée D, et en or-donnée, les charges C engendrées sur les parties arrière de la structure de l'aéronef. On a de plus mis en évidence des droites L1 à L7 illustrant différentes valeurs de roulis. La droite L4 correspond à un roulis nul, les droites L3 à L1 correspondent à un roulis croissant vers la droite, cette croissance 11 étant illustrée par une flèche E1, et les droites L5 à L7 correspondent à un roulis croissant vers la gauche, cette croissance étant illustrée par une flèche E2. On a de plus représenté en traits interrompus les charges maxi-males Cl et C2 qu'il est admis de faire subir à la structure. A partir de ces charges maximales Cl et C2 et desdites droites L1 à L7, on obtient des couples illustrés par des points P1, P2, P3, P5, P6 et P7 sur la figure 3. Ces derniers points illustrent donc chacun un couple de valeurs de dissymétrie de poussée et de taux de roulis maximal, permettant d'obtenir la courbe R de la figure 4 (représentée à titre d'exemple) qui fournit le 1 o taux de roulis maximal Tpmax (exprimé en degrés/s) en fonction de la dis-symétrie de poussée D (exprimée en N.m). Ainsi, à partir de la courbe R, les moyens 10 peuvent déterminer directement (en temps réel) le taux de roulis maximal Tpmax, en fonction du moment global calculé qui correspond à une valeur particulière (éven- 15 tuellement nulle) de la dissymétrie de poussée D. On notera que les couples (moment de lacet moteur, taux de roulis maximal) sont obtenus par simulation temporelle de manoeuvres de roulis sur un outil de simulation qui est représentatif de la mécanique du vol et des charges. Pour un niveau de dissymétrie de poussée donné, on effec- 2() tue plusieurs simulations en modulant l'amplitude des ordres de roulis (modulation du taux de roulis commandé). Le simulateur comporte un modèle de charge qui permet de connaître le niveau de charge atteint au cours de la manoeuvre. Chaque simulation fournit donc un point du graphe de la figure 4. Cette opération est répétée autant de fois que nécessaire 25 pour obtenir le réseau de la figure 4. Le taux de roulis maximal ainsi déduit par lesdits moyens 10 à par-tir de la dissymétrie de poussée, est utilisé par les moyens 12 pour limiter l'ordre en roulis. 12 Dans le cadre d'une loi de pilotage dite en taux de roulis (de type commandes de vol électriques), cette limitation est réalisée directement par lesdits moyens 12, c'est-à-dire qu'ils limitent directement le taux de roulis commandé audit taux de roulis maximal s'il est supérieur à ce der-nier (et uniquement dans ce cas). En revanche, dans le cadre d'une loi de roulis classique (avec des braquages de gouvernes de gauchissement liés aux ordres en roulis par une cinématique), il est possible d'obtenir le même résultat (limitation du taux de roulis), soit en saturant les braquages commandés auxdites gouvernes, soit en limitant les ordres de gauchissement envoyés par les moyens 2. Dans ces deux cas, il faut utiliser la vitesse aérodynamique, car elle intervient dans le taux d'échange entre un braquage donné des gouvernes de gauchissement et le taux de roulis résultant. Pour ce faire, les moyens 12 réalisent une limitation de braquage des gouvernes de gau- 15 chissement en calculant une valeur de braquage limite Stmax desdites gouvernes de gauchissement (destinées à agir sur le roulis de l'aéronef). Cette valeur de braquage limite E max est calculée à l'aide de l'expression suivante : Strnax = (K/V).pmax 20 dans laquelle : û K est un gain prédéterminé ; û V est la vitesse aérodynamique mesurée de l'aéronef ; et û pmax est ledit taux de roulis maximal déterminé par lesdits moyens 10. Cette valeur de braquage limite & max est ensuite appliquée à des butées 25 réglables desdites gouvernes de gauchissement, ce qui permet de limiter le braquage de ces dernières et donc l'ordre en roulis commandé s'il de-mande un braquage allant au-delà de cette limite. Le dispositif 1 conforme à la présente invention s'applique quel que soit le nombre de moteurs installés sur un aéronef multimoteur. De 13 plus, il s'applique aussi bien à une loi de pilotage qui commande explicite-ment un taux de roulis qu'à une commande de gauchissement usuelle. Le dispositif 1 conforme à l'invention permet de maintenir les charges structurales et le dérapage au niveau requis, lors d'un vol avec un 55 ou plusieurs moteurs en panne, et ceci sans que le pilote ait à respecter une consigne de pilotage difficile à jauger, ni que la maniabilité en roulis avec une faible dissymétrie soit affectée. REVENDICATIONS 1 . Procédé de gestion du pilotage en roulis d'un aéronef multimoteur, procédé selon lequel on engendre un ordre en roulis, caractérisé en ce que l'on réalise, de plus, de façon automatique, la suite d'opérations suivante : a) sur chacun des moteurs de l'aéronef, on mesure la valeur d'un paramètre représentatif de la poussée dudit moteur ; b) les différentes valeurs ainsi mesurées sont converties, chacune, en une valeur de poussée effective ; c) à partir des différentes valeurs de poussée effective ainsi obtenues, on calcule un moment global de poussée des moteurs autour d'un axe ver-tical de l'aéronef, ledit moment global illustrant le cas échéant une dis-symétrie de poussée des moteurs de l'aéronef ; d) à l'aide dudit moment global, on détermine un taux de roulis maximal ; et e) on limite ledit ordre en roulis à l'aide dudit taux de roulis maximal. 2. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce que, de plus, à une étape f), on applique ledit ordre en roulis tel que limité à l'étape e) à au moins un système (16) de commande du roulis de l'aéronef. 3. Procédé selon l'une des revendications 1 et 2, caractérisé en ce qu'à l'étape a), on mesure, pour chaque moteur, la va-leur du régime de l'étage de basse pression dudit moteur. 4. Procédé selon l'une des revendications 1 et 2, caractérisé en ce qu'à l'étape a), on mesure, pour chaque moteur, la position de la manette de commande correspondante. 5. Procédé selon l'une des revendications 1 et 2, caractérisé en ce qu'à l'étape a), on reçoit toute information de panne émise qui est relative auxdits moteurs de l'aéronef. 15 6. Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce qu'à l'étape d) : on prend en compte un niveau de charge atteint sur la structure arrière de l'aéronef, qui dépend du roulis pet de la dissymétrie de poussée ; et on sélectionne, comme taux de roulis maximal, celui qui représente le niveau de charge maximal pour une dissymétrie de poussée correspondant audit moment global calculé. 7. Procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 6, pour un aéronef à commandes de vol électriques, caractérisé en ce que ledit ordre en roulis est exprimé sous forme d'un taux de roulis, et en ce qu'à l'étape e), ce taux de roulis est limité, si nécessaire, directement audit taux de roulis maximal. 8. Procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 6, pour un aéronef à commandes de vol manuelles, caractérisé en ce qu'à l'étape e), on calcule une valeur de braquage limite 8.emax de gouvernes de gauchissement destinées à agir sur le roulis de l'aéronef, à l'aide de l'expression suivante : 8ernax = (K/V).pmax dans laquelle : ù K est un gain prédéterminé ; ù V est une vitesse aérodynamique de l'aéronef ; et ù pmax est ledit taux de roulis maximal déterminé à l'étape d), ladite valeur de braquage limite ainsi calculée étant appliquée à des butées réglables desdites gouvernes de gauchissement. 9. Dispositif de gestion du pilotage en roulis d'un aéronef multimoteur, ledit dispositif comportant des moyens (2) pour engendrer un ordre en roulis, caractérisé en ce qu'il comporte de plus : i6 des moyens (5) pour mesurer automatiquement, sur chacun des moteurs de l'aéronef, la valeur d'un paramètre représentatif de la poussée dudit moteur ; des moyens (6) pour convertir automatiquement chacune desdites va- leurs ainsi mesurées en une valeur de poussée effective ; des moyens (8) pour calculer automatiquement, à partir des différentes valeurs de poussée effective ainsi obtenues, un moment global de poussée des moteurs autour d'un axe vertical de l'aéronef, ledit moment global illustrant le cas échéant une dissymétrie de poussée des moteurs de l'aéronef ; des moyens (10) pour déterminer automatiquement, à l'aide dudit moment global, un taux de roulis maximal ; et des moyens (12) pour limiter automatiquement ledit ordre en roulis à l'aide dudit taux de roulis maximal, 10. Dispositif selon la revendication 9, caractérisé en ce qu'il comporte, de plus, au moins un système (16) de commande du roulis de l'aéronef. 1 1 . Aéronef, caractérisé en ce qu'il comporte un dispositif (1) tel que celui spécifié sous l'une des revendications 9 et 10.