Brevet FR2945513A1 — publié le 20101119

La présente invention concerne un procédé et un dispositif d'optimisation des performances d'un aéronef en présence d'une dissymétrie latérale. On sait que certains types de pannes sur un aéronef, telles qu'un embarquement de gouvernes (ou de surfaces de contrôle), un centrage latéral incorrect, une sortie intempestive d'inverseurs de poussée ou des conditions extérieures telles qu'une différence d'accrétion de givre entre l'aile droite et l'aile gauche, peuvent engendrer une dissymétrie latérale de l'aéronef. On entend, par dissymétrie latérale, un défaut de symétrie entre le côté droit et le côté gauche de l'aéronef, par rapport au plan vertical médian dudit aéronef. Une telle dissymétrie latérale entraîne les effets suivants sur le comportement d'un avion, en particulier d'un avion de transport : ù il engendre un mouvement de roulis qui est, généralement, compensé par des surfaces de contrôle de l'axe de roulis (ailerons, spoilers) ; et - il engendre un mouvement de lacet qui est, généralement, compensé par des surfaces de contrôle de l'axe de lacet (gouverne de direction). Le sens et l'intensité de ces mouvements dépendent du côté de la dissymétrie et du type de pannes ou de conditions environnementales ex- térieures à l'origine de cette dissymétrie. Cette dissymétrie est généralement compensée, lors d'un vol, soit automatiquement par un dispositif de pilotage automatique de l'aéronef, soit manuellement par le pilote à l'aide de moyens de commande de gouvernes. Ces actions visent à assurer une certaine stabilité de l'aéronef et un certain confort des passagers. La réponse de l'aéronef a une dissymétrie se traduit donc par des déflexions de gouvernes. Ces déflexions de gouvernes vont engendrer un supplément de traînée qui est proportionnel à la nature et au niveau de la dissymétrie à corriger et qui entraîne une augmentation de la consommation de carburant. Ce phénomène, s'il persiste pendant un temps significatif, entraîne une surconsommation de carburant et réduit, notamment, les marges de sécurité en terme de distance accessible par l'aéronef. On connaît actuellement des solutions pour traiter des pannes particulières génératrices d'une dissymétrie latérale, par exemple des pannes moteurs. Toutefois, ces solutions usuelles sont uniquement adaptées à ces pannes particulières, pour lesquelles elles ont été conçues. De plus, elles peuvent engendrer de nouveaux effets négatifs qu'il peut être nécessaire de pallier. A titre d'illustration, une panne d'un ou plusieurs moteurs situés sur un même côté d'un aéronef engendre, au premier ordre, un moment de lacet important. Ce dernier est principalement contré par le braquage de la gouverne de direction. Or, ce braquage induit, à son tour, un moment de roulis qui s'ajoute à l'effet de la panne. Par ailleurs, par le document WO-2007/019135, on connaît un système automatisé, qui détecte et enregistre des facteurs qui influencent la consommation de carburant d'un avion. Ce système prévoit de détecter et d'enregistrer des facteurs de configuration (tels que le ou les moteurs utilisés effectivement sur l'avion, le poids, la répartition du poids, la pression du moteur, et les vitesses de rotation du moteur), des facteurs environnementaux (tels que la vitesse et la direction du vent, la température, l'altitude et la pression de l'air), et des facteurs de trajectoire de vol (tels que l'itinéraire effectivement parcouru, la distance parcourue, et les conditions de décollage/atterrissage pour les aéroports). Ce système a pour fonction : ù d'utiliser les données obtenues pour normaliser le rendement du carburant de chaque avion et moteur ; d'utiliser des données normalisées pour une flotte d'avions et de moteurs d'une compagnie aérienne, afin de trouver les combinaisons avion/moteur optimales pour les itinéraires desservis par la compagnie aérienne ; et d'envoyer, à partir de l'avion, les données recueillies pendant le vol ou un message de notification à un système informatique de la compagnie aérienne, afin que les données recueillies soient téléchargées à partir de l'avion à l'atterrissage suivant. La présente invention concerne un procédé d'optimisation des per- formantes d'un aéronef en présence d'une dissymétrie latérale, qui permet de remédier aux inconvénients précités. A cet effet, selon l'invention, ledit procédé est remarquable en ce que, lors d'un vol de l'aéronef, de façon automatique : a) on surveille l'aéronef de manière à pouvoir détecter une dissymétrie la- térale ; b) lorsqu'une dissymétrie latérale est détectée, on attend que l'aéronef soit à l'équilibre et on mesure, d'une part, des paramètres de vol de l'aéronef et, d'autre part, les positions des gouvernes qui sont utilisées pour minimiser les effets de la dissymétrie latérale en engendrant un dé- rapage nul ; c) à l'aide desdits paramètres de vol mesurés, on calcule des coefficients aérodynamiques relatifs auxdites gouvernes ; d) à l'aide desdits coefficients aérodynamiques calculés et desdites posi- tions mesurées des gouvernes, on calcule un dérapage optimal permet- tant de minimiser le coefficient de traînée global de l'aéronef ; e) on détermine au moins des ordres pour commander au moins une gou- verne de direction permettant d'engendrer ledit dérapage optimal, lorsqu'ils sont appliqués à ladite une gouverne de direction ; et f) on applique lesdits ordres à ladite gouverne de direction. Ainsi, grâce à l'invention, on détermine et on applique à l'aéronef, en particulier un avion de transport, des ordres permettant d'obtenir un dérapage optimal qui est défini de manière à minimiser le coefficient de traînée global de l'aéronef. Par conséquent, en réduisant ce coefficient de traînée global, on diminue la consommation instantanée de carburant et on augmente donc les performances de l'aéronef. En particulier, on augmente les marges de sécurité en terme de distance accessible par l'aéronef avec dissymétrie. Selon l'invention, ledit dérapage optimal est calculé de manière à réduire, et si possible à annuler, le braquage de surfaces de contrôle de l'axe de roulis, essentiellement les spoilers et éventuellement les ailerons d'un avion. Selon l'invention, on génère une mise en dérapage qui, par des effets aérodynamiques connus, engendre un moment de roulis qui est apte à contrer le roulis engendré par la dissymétrie. Comme la gouverne de di- rection engendre une traînée qui est moins importante que celle engendrée par les surfaces de contrôle de l'axe de roulis, on réduit ainsi la traînée de sorte que le coefficient de traînée global de l'aéronef est minimisé. Dans un mode de réalisation préféré, à l'étape d), on calcule ledit dérapage optimal Pop à l'aide de l'expression suivante : Pop = û (C.28p1 .8p1 +C.e8r.8r+C.QSp2.Sp2) / Cep dans laquelle : û 6p1 et 8p2 sont les positions à l'équilibre de surfaces de contrôle du roulis de l'aéronef, par exemple des ailerons et des spoilers ; Sr est la position à l'équilibre d'une gouverne de direction de l'aéronef ; C.QSpl , C.Q8p2 et C.e3r sont les coefficients aérodynamiques relatifs respectivement aux surfaces de contrôle du roulis et à la gouverne de direction ; et û 043 est la dérivée du coefficient de moment de roulis par rapport au dérapage. Par ailleurs, dans un mode de réalisation particulier, à l'étape e), on détermine des premiers ordres pour commander la gouverne de direction et des seconds ordres pour commander la poussée de moteurs de l'aéronef, lesdits premiers et seconds ordres permettant d'engendrer ledit dérapage optimal pop lorsqu'ils sont appliqués conjointement à l'aéronef, et à l'étape b), on applique lesdits premiers et seconds ordres respective-ment à ladite gouverne de direction et auxdits moteurs. Dans ce mode de réalisation particulier, de façon avantageuse, on détermine lesdits seconds ordres à l'aide dudit dérapage optimal Pop et d'une table d'optimisation de la poussée qui indique, pour une valeur quel-conque de dérapage, une valeur de poussée associée. Lesdits seconds ordres sont déterminés de manière à engendrer la valeur de poussée issue de ladite d'optimisation de la poussée, qui est associée audit dérapage optimal. En outre, avantageusement, on détermine ladite table d'optimisation de la poussée, dans une étape préliminaire (au sol) avant le vol, au moyen de simulations usuelles. Dans le mode de réalisation particulier précité, on engendre donc le dérapage optimal par une action conjointe de la gouverne de direction et de poussées motrices différentielles. Dans ce cas, on assure de préfé- rence: un niveau de poussée globale, équivalent à celui existant avant la génération de la poussée différentielle conforme à l'invention ; ù des poussées limitées afin d'éviter des vibrations ; et une consommation de carburant optimale. L'utilisation de poussées motrices différentielles (c'est-à-dire des poussées différentes selon les deux côtés) permet de limiter les déflexions de la gouverne de direction, ce qui limite ses effets sur la traînée et per-met ainsi de diminuer davantage encore la consommation de carburant. La présente invention concerne également une méthode de correction d'une dissymétrie latérale d'un aéronef. Cette méthode est du type comprenant une étape principale consistant à amener des gouvernes de l'aéronef à des positions permettant d'engendrer un dérapage nul de l'aéronef. Selon l'invention, on met en oeuvre conjointement ladite étape principale et le procédé précité (d'optimisation des performances d'un aéronef), ladite étape principale étant mise en oeuvre entre les étapes a) et b) dudit procédé. La présente invention concerne également un dispositif d'optimisation des performances d'un aéronef en présence d'une dissymétrie latérale. Selon l'invention, ledit dispositif est remarquable en ce qu'il comporte : des premiers moyens pour surveiller automatiquement ledit aéronef de manière à pouvoir détecter une dissymétrie latérale ; des deuxièmes moyens pour mesurer automatiquement, lorsqu'une dis-symétrie latérale est détectée, d'une part, des paramètres de vol de l'aéronef, qui sont susceptibles d'être affectés par la dissymétrie laté- raie de l'aéronef et, d'autre part, les positions des gouvernes qui sont utilisées pour minimiser les effets de la dissymétrie latérale en engendrant un dérapage nul ; des troisièmes moyens pour calculer automatiquement, à l'aide desdits paramètres de vol mesurés, des coefficients aérodynamiques relatifs auxdites gouvernes ; des quatrièmes moyens pour calculer automatiquement, à l'aide desdits coefficients aérodynamiques calculés et desdites positions mesurées des gouvernes, un dérapage optimal permettant de minimiser le coefficient de traînée global de l'aéronef ; des cinquièmes moyens pour déterminer automatiquement des ordres pour commander au moins une gouverne de direction permettant d'engendrer ledit dérapage optimal, lorsqu'ils sont appliqués à ladite gouverne de direction ; et des sixièmes moyens pour appliquer automatiquement lesdits ordres à ladite gouverne de direction. Dans un mode de réalisation particulier : lesdits cinquièmes moyens sont formés de manière à déterminer des premiers ordres pour commander la gouverne de direction et des se- conds ordres pour commander la poussée des moteurs de l'aéronef, lesdits premiers et seconds ordres permettant d'engendrer ledit dérapage optimal lorsqu'ils sont appliqués conjointement à l'aéronef ; et lesdits sixièmes moyens sont formés de manière à appliquer lesdits premiers et seconds ordres respectivement à ladite gouverne de direction et auxdits moteurs. Le dispositif conforme à l'invention est donc un dispositif embarqué qui permet d'optimiser, en temps réel et à long terme, le contrôle de l'aéronef afin de minimiser les effets d'une dissymétrie latérale, notamment en termes de performances. La présente invention concerne également un système de correction d'une dissymétrie latérale d'un aéronef qui comporte, en plus du dis-positif d'optimisation précité, des moyens pour amener les gouvernes à des positions permettant d'engendrer un dérapage nul de l'aéronef. Le dispositif d'optimisation conforme à l'invention permet de perfectionner ce système de correction. La présente invention concerne, en outre, un aéronef, en particulier un avion de transport, qui comprend un dispositif d'optimisation des performances d'un aéronef et/ou un système de correction, tels que ceux précités. Les figures du dessin annexé feront bien comprendre comment l'invention peut être réalisée. Sur ces figures, des références identiques désignent des éléments semblables. La figure 1 est le schéma synoptique d'un dispositif conforme à l'invention d'optimisation des performances d'un aéronef. La figure 2 est un graphique permettant de mettre en évidence les effets engendrés par une dissymétrie latérale, qui doivent être corrigés. Le dispositif 1 conforme à l'invention et représenté schématique-ment sur la figure 1 est destiné à optimiser les performances d'un aéronef 7o A, en particulier d'un avion de transport, lors de l'apparition d'une dissymétrie latérale sur cet aéronef A. Une dissymétrie latérale représente un défaut de symétrie entre le côté droit et le côté gauche dudit aéronef A par rapport à son plan vertical médian (qui est, dans le cas d'un avion, le plan perpendiculaire au plan moyen des ailes, passant par son axe longitu- 15 dinal). Une dissymétrie latérale peut notamment être engendrée par des pannes en vol ou des changements de conditions environnementales. La figure 2 illustre les effets engendrés sur le comportement latéral d'un aéronef A par une dissymétrie latérale. Cette figure 2 montre le vec- teur vitesse V et l'axe longitudinal X de l'aéronef A et présente : 20 une position P1 telle qu'elle apparait dans des conditions de fonctionne- ment normales, qui est représentée en traits interrompus ; et une position P2 en trait continu, illustrant la position de l'aéronef A lors de l'apparition d'une dissymétrie latérale, correspondant à la dynamique de l'aéronef A, ce dernier retrouvant la position P1 en statique. 25 Une dissymétrie latérale entraîne généralement les effets suivants sur le comportement de l'aéronef A: û un mouvement de roulis d'angle (D, qui peut être compensé, de façon usuelle, par des surfaces de contrôle de l'axe de roulis (ailerons 1 8A, spoilers 1 8B) ; et un mouvement de lacet d'angle (3, qui peut être compensé, de façon usuelle, par des surfaces de contrôle de l'axe de lacet (gouverne de di-rection 18C). Une telle dissymétrie est généralement compensée, lors d'un vol, soit automatiquement par un dispositif de pilotage automatique 14 de l'aéronef, soit manuellement par le pilote à l'aide d'organes 15 de commande de gouvernes. Ces actions visent à assurer une certaine stabilité de l'aéronef A et un certain confort des passagers. La réponse de l'aéronef A à une dissymétrie latérale se traduit donc par des déflexions de gouvernes (ou surfaces de contrôle). Ces déflexions de gouvernes vont engendrer un supplément de traînée qui est proportionnel à la nature et au niveau de la dissymétrie latérale à corriger et qui entraîne une augmentation de la consommation de carburant. Le dispositif 1 conforme à l'invention a pour but d'optimiser les performances de l'aéronef A dans une telle situation. Pour ce faire, selon l'invention, ledit dispositif 1 qui est embarqué sur l'aéronef A comporte : des moyens 2 pour surveiller automatiquement l'aéronef A de manière à pouvoir détecter une dissymétrie latérale ; un ensemble 3 de sources d'informations, précisées ci-dessous, qui sont formées de manière à mesurer, d'une part, des paramètres de vol de l'aéronef A, qui sont susceptibles d'être affectés par la dissymétrie latérale de l'aéronef A et, d'autre part, les positions des gouvernes qui sont utilisées (de façon usuelle) pour minimiser les effets de la dissymé- trie latérale en engendrant un dérapage nul ; des moyens 4 pour calculer automatiquement, à l'aide desdits paramètres de vol mesurés, des coefficients aérodynamiques relatifs auxdites gouvernes ; des moyens 5 qui sont reliés par l'intermédiaire d'une liaison 6 auxdits moyens 4 et qui sont formés de manière à calculer automatiquement, à l'aide desdits coefficients aérodynamiques calculés et desdites positions mesurées des gouvernes, un dérapage optimal pop permettant de mini- miser le coefficient de traînée global de l'aéronef A ; des moyens 7 qui sont reliés par l'intermédiaire d'une liaison 8 auxdits moyens 5 et qui sont formés de manière à déterminer automatiquement des ordres pour commander au moins une gouverne de direction 18C permettant d'engendrer ledit dérapage optimal Pop, lorsqu'ils sont ap- pliqués à cette gouverne de direction 18C ; et des moyens 9 précisés ci-dessous, qui sont reliés par l'intermédiaire d'une liaison 10 auxdits moyens 7 et qui sont formés de manière à appliquer automatiquement lesdits ordres à ladite gouverne de direction 18C. Ainsi, le dispositif 1 conforme à l'invention détermine et applique à l'aéronef A, en particulier un avion de transport, des ordres permettant d'obtenir un dérapage optimal Pop qui est défini de manière à minimiser le coefficient de traînée global de l'aéronef A. Par conséquent, en réduisant ce coefficient de traînée global, le dispositif 1 diminue la consommation instantanée de carburant et augmente donc les performances de l'aéronef A. En particulier, il augmente les marges de sécurité en terme de distance accessible par l'aéronef A. Selon l'invention, ledit dérapage optimal Pop est calculé de manière à réduire, et si possible à annuler, le braquage de surfaces de contrôle de l'axe de roulis, essentiellement des spoilers 1 8B et éventuellement des ailerons 18A de l'aéronef A. De préférence, le dérapage pop permet au moins de supprimer le braquage des spoilers sur le côté opposé à celui qui est à l'origine de la dissymétrie. De plus, le roulis nécessaire à l'équilibre est engendré par la gouverne de direction 18C qui, par des ef- fets aérodynamiques connus, induit des moments en roulis. Comme la gouverne de direction 18C engendre une traînée qui est moins importante que les surfaces de contrôle de l'axe de roulis, le dispositif 1 réduit la traînée de manière à minimiser le coefficient de traînée global de l'aéronef A. Dans un mode de réalisation particulier, lesdits moyens 4, 5 et 7 sont intégrés dans une unité de calcul 11 qui est reliée par l'intermédiaire de liaisons 21 et 22 respectivement auxdits moyens 2 et audit ensemble 3. Par ailleurs, lesdits moyens 9 comportent une pluralité d'actionneurs usuels 17 qui sont reliés à la liaison 10 et qui sont formés de manière à agir respectivement sur différents moyens 18, comme illustré par l'intermédiaire de liaisons 19 en traits mixtes. Ces moyens 18, en particulier des gouvernes (gouverne de direction 18C, ailerons 18A, spoilers 18B) ou des moteurs, sont susceptibles d'agir sur le mouvement laté- ral de l'aéronef A. Dans le cadre de la présente invention, lesdits moyens 2 peuvent comporter tous types de moyens usuels embarqués à bord de l'aéronef A, qui sont en mesure de détecter une dissymétrie latérale. En particulier, ils peuvent comporter des moyens usuels pour détecter une panne d'un mo- teur et/ou des moyens usuels pour détecter un embarquement d'une gou- verne. Lesdits moyens 4 calculent les coefficients aérodynamiques CtSp, CÊSr, CC'Ssp précisés ci-dessous, de façon usuelle, à l'aide de la masse, du centrage, de la vitesse, et de l'altitude de l'aéronef A. En outre, lesdits moyens 5 calculent le dérapage optimal pop à l'aide de l'expression suivante : pop = ù (Ce6p.8p + CL'Sr.Sr + C.e8sp.8sp) / Cr?(3 dans laquelle : 8p, 8sp et 8r sont les positions à l'équilibre respectivement d'ailerons 18A, de spoilers 18B et de la gouverne de direction 18C de l'aéronef A, c'est-à-dire les positions engendrées de façon usuelle pour compenser la dissymétrie avec un dérapage nul. On notera que des surfaces de contrôle de roulis, autres que les ailerons et les spoilers, peuvent être envisagées ; Cî8p, C.e3sp et C.e8r sont les coefficients aérodynamiques relatifs respectivement aux ailerons 18A, aux spoilers 18B et à la gouverne de direction 18C ; et 1 o C�3 est la dérivée du coefficient de moment de roulis par rapport au dérapage. Par ailleurs, lesdits moyens 7 calculent, à l'aide de méthodes de calcul usuelles, les ordres à appliquer auxdits moyens 18 pour amener l'aéronef A dans une configuration permettant d'obtenir ledit dérapage 15 optimal pop. Le dérapage optimal Pop est transformé en consigne pour un contrôle en boucle fermée. En volant avec un dérapage pop, les angles de braquage 8p, 8sp et 8r sont moins importants qu'avec un dérapage nul, ce qui contribue également à augmenter les performances. Dans un mode de réalisation préféré, ledit dispositif 1 fait partie 20 d'un système 12 qui est destiné à corriger les effets sur un aéronef A d'une dissymétrie latérale. Dans ce mode de réalisation préféré, le dispositif 1 est destiné à perfectionner ce système 12 dans le but d'optimiser les performances de l'aéronef A, notamment en termes de consommation de carburant. Ce système 12 comporte des moyens usuels 13 qui compren- 25 nent un dispositif de pilotage automatique 14 et/ou des organes de commande 15, tels que des manches de commande, susceptibles d'être actionnés par un pilote de l'aéronef A. Ces moyens 13 sont formés de manière à engendrer, lors de la détection d'une dissymétrie latérale de l'aéronef A, de façon usuelle, des ordres destinés aux moyens 9 afin de commander les moyens 18 de manière à compenser la dissymétrie de l'aéronef. De façon usuelle, ces ordres engendrés par les moyens 13 ont pour but d'engendrer un dérapage nul. Le dispositif 1 conforme à l'invention a pour objet de perfectionner ce système 12 en permettant de définir et d'engendrer un dérapage optimal pop tel que précisé ci-dessus, ce qui permet d'obtenir les avantages précités. Dans un premier mode de réalisation, le dispositif 1 réalise le contrôle du dérapage (pour obtenir le dérapage optimal pop) uniquement avec les surfaces de contrôle de lacet, essentiellement la gouverne de di- rection 18C. Les équations prises en compte dans la présente invention utilisent les paramètres suivants relatifs à l'aéronef A : Cl sont des coefficients aérodynamiques ; 13 est le dérapage ; p et r sont les vitesses de roulis et de lacet ; Sp et Ssp sont les déflexions des ailerons 18A et des spoilers 18B de l'aéronef A à l'équilibre ; Sr est la déflexion de la gouverne de direction 18C ; L est la corde aérodynamique moyenne ; V est la vitesse air ; S est la surface de la voilure ; et p est la densité de l'air. On cherche à annuler l'équation du moment de roulis : L = 2 pSlVZCl =0=Cl =O Eql Or, le coefficient de moment de roulis s'écrit : Cl = Cl/3./3 + Clp pl + Clr rl + C18p.8p + C1 Sr.Sr + C18sp.Ssp Eq2 v v Donc, en couplant les équations Eql et Eq2, on obtient: Cl/3./3 + Clp pl + Clr rl + C1Sp.ôp + Clôr.ôr + ClSsp.ôsp = 0 v v A l'équilibre: p = r =0, on obtient donc: = J- (C18p.8p + C18r.8r + C18sp.8sp) Eq3 CIP L'optimisation mise en oeuvre par le dispositif 1 repose donc sur un contrôle de dérapage autour de la valeur optimale pop obtenue par la résolution de l'équation Eq3. Ledit ensemble 3 de sources d'informations comporte notamment : û une unité de référence air de type ADIRU, qui détermine, de façon usuelle, l'angle de roulis c, la vitesse de roulis p et la vitesse de lacet r; des moyens usuels pour mesurer les positions des surfaces de contrôle 18A, 18B et 18C ; et des moyens usuels pour déterminer notamment la masse, le centrage, la vitesse et l'altitude de l'aéronef A. En outre : lesdits moyens 4 calculent les coefficients aérodynamiques à l'aide d'une interpolation linéaire, utilisant des tables usuelles, à l'aide de la masse, du centrage, de la vitesse et de l'altitude de l'aéronef, reçus du-dit ensemble 3 ; lesdits moyens 5 calculent ledit dérapage optimal pop à l'aide desdits coefficients aérodynamiques reçus desdits moyens 4 et des positions à l'équilibre des gouvernes, mesurées par ledit ensemble 3. Pour ce faire, lesdits moyens 5 utilisent l'équation Eq3 précitée ; et lesdits moyens 7 déterminent, de façon usuelle, les ordres à appliquer aux moyens 9, en utilisant le dérapage optimal pop reçu desdits moyens 5. Ledit dérapage optimal est transformé en consigne pour un contrôle en boucle fermée. Par ailleurs, dans un second mode de réalisation, le dispositif 1 ré-alise l'optimisation par contrôle du dérapage à l'aide de surfaces de contrôle de lacet (essentiellement la gouverne de direction 18C) et d'une poussée dissymétrique des moteurs de l'aéronef A. Dans ce second mode de réalisation, les moyens 7 sont formés de manière à déterminer des premiers ordres pour commander la gouverne de direction 1 8C et des seconds ordres pour commander la poussée des moteurs de l'aéronef A, lesdits premiers et seconds ordres étant tels qu'ils permettent d'engendrer ledit dérapage optimal Pop (calculé par les moyens 5) lorsqu'ils sont appliqués conjointement à l'aéronef A. De plus, les moyens 9 sont formés de manière à appliquer lesdits premiers et seconds ordres respectivement à ladite gouverne de direction 18C et auxdits moteurs. Selon l'invention, lesdits moyens 7 utilisent une table d'optimisation de la poussée qui indique, pour une valeur quelconque de dérapage, une valeur de poussée associée. Lesdits seconds ordres sont déterminés de manière à engendrer la valeur de poussée issue de ladite table d'optimisation de la poussée, qui est associée audit dérapage optimal pop (calculé par les moyens 5). En tenant compte des effets latéraux en- gendrés par ces seconds ordres, lesdits moyens déterminent alors lesdits premiers ordres de manière à obtenir le mouvement latéral recherché, obtenu par les actions conjointes engendrées par lesdits premiers et seconds ordres. Ladite table d'optimisation de la poussée (qui est, par exemple, en- registrée dans une mémoire 20 intégrée dans les moyens 7) est détermi- née au sol, avant le vol, au moyen de simulations usuelles. Dans ce second mode de réalisation, lesdits moyens 7 et 9 engendrent un dérapage optimal avec une hybridation entre les surfaces de contrôle de lacet et des poussées motrices différentielles, tout en assurant : un niveau de poussée globale équivalent à la poussée commandée de façon usuelle ; des limitations des poussées motrices différentielles afin d'éviter des phénomènes de vibration ; et une consommation optimale du carburant. L'utilisation de poussées motrices différentielles (c'est-à-dire des poussées différentes sur les deux côtés de l'aéronef A) permet de limiter les déflexions de la gouverne de direction 18C, ce qui limite ses effets sur la traînée et permet ainsi de diminuer davantage encore la consommation de carburant. Le premier mode de réalisation précité est particulièrement bien approprié à une stratégie à court terme, c'est-à-dire à un vol de courte du- rée, tandis que le second mode de réalisation est plus particulièrement adapté à une stratégie à long terme. Le dispositif 1 conforme à l'invention est donc un dispositif embarqué qui permet d'optimiser, en temps réel et à long terme, le contrôle de l'aéronef A afin de minimiser les effets d'une dissymétrie latérale, no- tamment en termes de performances. Ledit dispositif 1 permet de calculer, en temps réel, le comportement optimal que l'aéronef A doit avoir pour atténuer la dégradation des performances, essentiellement vis-à-vis de la consommation de carburant. Par ailleurs, comme le dispositif 1 conforme à l'invention diminue le braquage des gouvernes ou surfaces de contrôle utilisées, il permet également de réduire la charge exercée sur la structure en cas de dissymétrie latérale. REVENDICATIONS1. Procédé d'optimisation des performances d'un aéronef (A) en présence d'une dissymétrie latérale, caractérisé en ce que, lors d'un vol de l'aéronef (A), de façon automati- que : a) on surveille ledit aéronef (A) de manière à pouvoir détecter une dissymétrie latérale ; b) lorsqu'une dissymétrie latérale est détectée, on mesure, d'une part, des paramètres de vol de l'aéronef(A), qui sont susceptibles d'être affectés par la dissymétrie latérale de l'aéronef (A) et, d'autre part, les positions à l'équilibre de gouvernes (18) qui sont utilisées pour minimiser les effets de la dissymétrie latérale en engendrant un dérapage nul de l'aéronef (A); c) à l'aide desdits paramètres de vol mesurés, on calcule des coefficients aérodynamiques relatifs auxdites gouvernes (18) ; d) à l'aide desdits coefficients aérodynamiques ainsi calculés et desdites positions mesurées des gouvernes (18), on calcule un dérapage optimal permettant de minimiser le coefficient de traînée global de l'aéronef (A) ; e) on détermine des ordres pour commander au moins une gouverne de direction (18C) permettant d'engendrer ledit dérapage optimal, lorsqu'ils sont appliqués à ladite gouverne de direction (18C) ; et f) on applique lesdits ordres à ladite gouverne de direction (18C). 2. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce qu'à l'étape d), on calcule ledit dérapage optimal pop à l'aide de l'expression suivante : pop= ù(C.e8p1.Sp1 +Cf8r.8r+CeSp2.Sp2) / Cep dans laquelle : Spl et 8p2 sont les positions à l'équilibre de surfaces de contrôle du roulis (18A, 18B) de l'aéronef (A) ; Sr est la position à l'équilibre d'une gouverne de direction (18C) de l'aéronef (A) ; Ct8p1, C18p2 et CCSr sont les coefficients aérodynamiques relatifs respectivement aux surfaces de contrôle du roulis (18A, 18B) et à la gouverne de direction (18C) ; et Cep est la dérivée du coefficient de moment de roulis par rapport au dérapage. 3. Procédé selon l'une des revendications 1 et 2, caractérisé en ce qu'à l'étape e), on détermine des premiers ordres pour commander la gouverne de direction (18C) et des seconds ordres pour commander la poussée de moteurs de l'aéronef (A), lesdits premiers et seconds ordres permettant d'engendrer ledit dérapage optimal lorsqu'ils sont appliqués conjointement à l'aéronef, et en ce qu'à l'étape b), on applique lesdits premiers et seconds ordres respectivement à ladite gouverne de direction (18C) et auxdits moteurs. 4. Procédé selon la revendication 3, caractérisé en ce que l'on détermine lesdits seconds ordres à l'aide dudit dérapage optimal et d'une table d'optimisation de la poussée indiquant, pour une valeur quelconque de dérapage, une valeur de poussée associée, lesdits seconds ordres étant déterminés de manière à engendrer la valeur de poussée issue de ladite d'optimisation de la poussée, qui est associée audit dérapage optimal. 5. Procédé selon la revendication 4, caractérisé en ce que l'on détermine ladite table d'optimisation de la poussée, dans une étape préliminaire avant le vol, au moyen de simulations. 6. Procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 5, caractérisé en ce qu'à l'étape c), on calcule lesdits coefficients aérodynamiques à l'aide de la masse, du centrage, de la vitesse, et de l'altitude de l'aéronef (A). 7. Méthode de correction d'une dissymétrie latérale d'un aéronef (A), ladite méthode comprenant une étape principale consistant à amener des gouvernes (18) de l'aéronef (A) à des positions permettant d'engendrer un dérapage nul de l'aéronef (A), caractérisé en ce que l'on met en oeuvre conjointement ladite étape princi- pale et le procédé spécifié sous l'une quelconque des revendications 1 à 6, ladite étape principale étant mise en oeuvre entre les étapes a) et b) du-dit procédé. 8. Dispositif d'optimisation des performances d'un aéronef en présence d'une dissymétrie latérale, caractérisé en ce qu'il comporte : des premiers moyens (2) pour surveiller automatiquement ledit aéronef (A) de manière à pouvoir détecter une dissymétrie latérale ; des deuxièmes moyens (3) pour mesurer automatiquement, lorsqu'une dissymétrie latérale est détectée, d'une part, des paramètres de vol de l'aéronef (A), qui sont susceptibles d'être affectés par la dissymétrie latérale de l'aéronef (A) et, d'autre part, les positions des gouvernes (18) qui sont utilisées pour minimiser les effets de la dissymétrie latérale en engendrant un dérapage nul ; des troisièmes moyens (4) pour calculer automatiquement, à l'aide des- dits paramètres de vol mesurés, des coefficients aérodynamiques rela- tifs auxdites gouvernes (18) ; des quatrièmes moyens (5) pour calculer automatiquement, à l'aide des-dits coefficients aérodynamiques calculés et desdites positions mesu- rées des gouvernes, un dérapage optimal permettant de minimiser le coefficient de traînée global de l'aéronef (A) ; des cinquièmes moyens (7) pour déterminer automatiquement des ordres pour commander au moins une gouverne de direction (18C) per- mettant d'engendrer ledit dérapage optimal, lorsqu'ils sont appliqués à ladite gouverne de direction (18C) ; et des sixièmes moyens (9) pour appliquer automatiquement lesdits ordres à ladite gouverne de direction (18C). 9. Dispositif selon la revendication 8, caractérisé en ce que : lesdits cinquièmes moyens (7) sont formés de manière à déterminer des premiers ordres pour commander la gouverne de direction (18C) et des seconds ordres pour commander la poussée des moteurs de l'aéronef (A), lesdits premiers et seconds ordres permettant d'engendrer ledit dé- rapage optimal lorsqu'ils sont appliqués conjointement à l'aéronef (A) ; et lesdits sixièmes moyens (9) sont formés de manière à appliquer lesdits premiers et seconds ordres respectivement à ladite gouverne de direction (18C) et auxdits moteurs. 10. Aéronef, caractérisé en ce qu'il comporte un dispositif (1) tel que celui spécifié sous l'une des revendications 8 et 9.