Brevet FR2978829A1 — publié le 20130208

La présente invention concerne un dispositif permettant principalement d'améliorer la fiabilité des mesures de vitesses relatives d'un fluide par rapport à une structure solide. Elle a plus particulièrement comme objet la mesure de la vitesse d'un gaz par rapport à une structure, par exemple la mesure fiable de la vitesse 15 relative de l'air par rapport à une structure, tel que l'air ambiant autour d'une structure en mouvement. Elle convient tout à fait, également, à la mesure de la vitesse d'une masse d'air en mouvement par rapport à une structure fixe. Elle convient particulièrement bien, également, à la mesure de la 20 vitesse aérodynamique d'un avion ou d'un drone notamment en conditions givrantes et/ou sous fortes pluies. Actuellement l'aviation commerciale est relativement sûre si l'on rapporte le nombre d'accidents aux kilomètres passagers parcourus. 25 Toutefois le nombre d'accidents est encore trop élevé. L'impact médiatique d'un accident grave est considérable et ralentit notablement le développement d'une industrie qui devrait encore se développer dans les années avenir. La mesure de la vitesse d'un avion par rapport à la masse d'air 30 ambiant est fondamentale pour sa sécurité. En effet à basse altitude et à basse vitesse l'avion risque de décrocher, et à haute altitude une plage étroite de vitesse permet à l'avion de rester en l'air. En effet compte tenu de la faible densité de l'air en altitude l'avion décroche à moins de se déplacer à une vitesse relativement élevée alors qu'une survitesse conduit à la destruction de l'appareil. D'autre part les systèmes automatiques des avions (pilote automatique, auto manette, ...) sont liés directement aux indications de vitesse par rapport à l'air ambiant. Une fausse indication de vitesse peut générer des accidents graves notamment en cas de fausses informations simultanées de plusieurs sondes de vitesse. Plusieurs accidents sont dus de façon certaine à la mauvaise indication des sondes de vitesses. Dans d'autres cas graves, de fausses indications de vitesses sont suspectées d'avoir été la cause directe ou indirecte d'incidents graves. Les cas de mauvais fonctionnement des sondes actuelles ont généralement lieu dans des conditions météorologiques exceptionnellement difficiles, par exemple des conditions de givrage et/ou fortes pluies. La consigne de navigabilité N° 2009-0195 émise par l'Agence Aéronautique et Spatiale Européenne (EASA) précise que certaines sondes de mesure de vitesse doivent être remplacées par d'autres jugées plus fiables en conditions givrantes ou par fortes pluies. Les sondes "Pitot" du nom de leur inventeur existent depuis plusieurs centaines d'années. Elles ont été utilisées sur les bateaux puis améliorées par M. Ludwick Prandtl. Les sondes Pitot ou tube de Prandtl sont utilisés de façon systématique sur les avions actuels qu'ils soient civils ou militaires. Elles comportent un orifice sur l'avant de la sonde. Cet orifice est relié à un capteur de pression. Cette pression est appelée pression dynamique ou pression d'arrêt. Cette pression dynamique est comparée à une pression statique mesurée sur la sonde elle-même ou à un autre endroit de l'avion. Des lois de correspondance permettent de déduire la vitesse aérodynamique avion à partir des valeurs mesurées de pression dynamique et pression statique. Ces sondes sont simples, précises, mais sont sensibles aux fortes conditions givrantes et aux fortes pluies. Elles sont en général chauffées, mais si, par exemple, le diamètre de glaçons présents dans l'air traversé est supérieur à l'orifice d'entrée de la sonde, il est probable que cette sonde soit obturée et ne fonctionne plus correctement. D'autre part en général, ces sondes comportent un drain d'évacuation de l'eau. Ce drain permet l'évacuation d'un certain débit d'eau. Si le débit d'eau ingéré par le tube Pitot est supérieur au débit d'eau maximal du drain, il est probable que la sonde ne puisse plus fonctionner. Classiquement, les sondes de type "Pitot" sont employées pour mesurer la vitesse aérodynamique sur avion, pourtant ces sondes semblent poser des problèmes dans certaines conditions exceptionnelles fortement givrantes et/ou sous fortes pluie. Or la sécurité maximale nécessaire en aéronautique n'est pas atteinte dans le cas où la cause de panne provient de phénomènes atmosphériques très exceptionnels. En effet la multiplication du nombre de sondes identiques et placées dans les mêmes conditions ne crée pas une redondance réelle. Il semble donc important pour améliorer encore la fiabilité de systèmes complets de ne pas oublier qu'il est préférable d'avoir une redondance réelle des sous-systèmes. L'objectif de l'invention proposée ici permet de résoudre le problème posé de la fiabilité des sondes de vitesses en conditions givrantes et/ou sous fortes pluies en s'affranchissant complètement des conditions givrantes et/ou de fortes pluies. Elle combat l'idée universellement acceptée que seul un tube "Pitot" permet de mesurer la vitesse par rapport à l'air d'un avion. L'invention permet également de proposer une solution complémentaire au tube Pitot en créant un ensemble de mesures redondantes en éliminant les modes commun de défaillance de la mesure. D'autres moyens de mesure de la vitesse d'un avion ont été proposés. On peut citer les mesures laser, ... Toutes ces méthodes proposées pour mesurer la vitesse d'un avion par rapport à l'air ambiant ont conduit à des masses et/ou des coûts prohibitifs et ne sont pas exploitables. Des améliorations aux tubes Pitot ont été proposées, afin de les rendre moins sensibles aux conditions givrantes et/ou aux fortes pluies. Le chauffage des tubes Pitot existe notamment depuis très longtemps afin d'empêcher la formation de glace autour de ces tubes. Malheureusement les solutions proposées ont des limites qui font que les tubes Pitot semblent être toujours sensibles à certaines conditions climatiques exceptionnelles (diamètre des grêlons, débit d'eau ingéré, ...). En effet à partir du moment où un orifice est placé vers l'avant du profil de mobile en mouvement, la probabilité qu'il soit obturé par un grêlon ou un fort débit d'eau n'est pas nulle. Afin de se protéger des risques d'injection de particules comme la poussière, la glace ou l'eau, il est important de ne placer aucune prise de pression sur le bord d'attaque. En effet toute ouverture sur le bord d'attaque est sujette aux injections de particules solides où liquides. Une prise de pression placée en liaison avec une ouverture sur le bord d'attaque d'un profil a de grande chance d'avoir un fonctionnement erratique durant certaines conditions météorologique exceptionnelles. Lorsque l'on étudie l'évolution des pressions existant autour d'une aile de forme conventionnelle on s'aperçoit à prime abord qu'il est possible de définir des coefficients de pression Cp qui ne dépendent que du profil, de l'endroit considéré sur le profil et de l'incidence du profil. En mesurant la pression à un endroit caractéristique d'un profil, il semble donc possible de calculer la vitesse relative du fluide si l'on connait la pression statique du fluide à l'infini amont, et l'incidence du profil. Malheureusement ce concept de Cp que l'on retrouve dans beaucoup de livres et de documents, s'il est correct dans le cas d'une vitesse subsonique (entre Mach 0 et mach 0,7 environ), n'a aucun sens en transsonique (entre Mach 0,7 environ et Mach 0,99). En effet la courbe de pression d'un point du profil en fonction du Mach est une courbe croissante entre Mach 0 et le Mach critique, qui est la valeur pour laquelle la vitesse en au moins un point du profil est supérieure à la vitesse du son, puis décroit ensuite. Au-delà de Mach critique, pour une valeur de pression deux valeurs différentes de vitesse correspondent à cette valeur de pression. Cette courbe n'est pas univoque et il est donc impossible de déterminer la vitesse avion à partir de la valeur de pression sur un profil, pour un objet évoluant en subsonique et en transsonique. L'utilisation des coefficients de pression Cp ne peut donc être utilisée que pour le subsonique. Suivant la forme du profil, la valeur du Mach critique se situe entre 0,6 et 0,8. Or les avions commerciaux actuels et les avions d'affaires volent à des vitesses supérieures au Mach critique et évolue dans des domaines subsoniques et transsoniques. L'utilisation des coefficients de pression Cp n'est donc pas possible dans tout le domaine de vol des avions modernes. D'autre part le calcul de la vitesse d'un avion par rapport à la masse d'air ambiant doit être très précis et fiable à mieux d'un pourcent près pour être utilisable par le pilote et les systèmes de pilotage automatiques des avions. Le document FR 02/01355 présente un doublement du tube Pitot. Ce dispositif comprend deux orifices pour la prise de pression 7 et 8. Malheureusement ces deux orifices 7 et 8 sont dirigés vers l'avant et sont donc susceptibles d'être obturés par des glaçons. Le document FR 01/16160 décrit un système comprenant un orifice 21 dirigé vers l'avant et donc subissant de plein fouet les glaçons présents dans l'atmosphère. Ce dispositif ne permet donc pas d'assurer un bon fonctionnement quelque soit la taille des glaçons et le débit d'eau ingéré. Le document FR 01/15991 décrit un mode de chauffage et de mesure de la température de l'air intégrée. Malheureusement ce dispositif ne permet pas de résoudre les problèmes posés par la présence de glaçons ou de fortes pluies dans l'atmosphère. Le document US 4 920 808 présente un bulbe placé dans un écoulement et comprenant des prises de pression. Il n'est pas fait mention de forme de profils particuliers ni de positions particulières des prises de pression permettant d'obtenir une valeur univoque de la vitesse de l'écoulement dans tout de domaine subsonique et transsonique. Le document DE 10 2007 053273 décrit un système permettant de mesurer le débit de fluide dans une tuyauterie. Ce système comprend une prise de pression au point d'arrêt en amont et une prise de pression à l'arrière du profil. Ce système ne permet pas de s'affranchir des problèmes liés au givrage et aux fortes pluies en accumulant la glace et l'eau dans la prise de pression dans le bord d'attaque du profil. Le document EP 0 255 056 décrit un dispositif de mesure de la 10 vitesse d'écoulement d'un fluide dans une canalisation en réalisant un différentiel entre la pression statique et la pression dynamique. Le document US 5 415 049 décrit également un dispositif de mesure de la vitesse du vent par comparaison entre une pression dynamique et une pression statique, via deux points de mesure de pression situés au sommet 15 d'éléments se trouvant au sein d'un écoulement. Le document US 3 882 721 décrit une ailette mobile autour d'un axe permettant de mesurer l'angle d'attaque d'un avion, mais ne mentionne pas la mesure de vitesse. Le document WO 01/44820 décrit une sonde placée dans un 20 courant d'air comprenant des moyens permettant de l'orienter en fonction de l'écoulement d'air, et des moyens de mesure de pression disposé sur les parois latérales de la sonde. Dans la description qui suit les termes listés ci-après auront la 25 défmition suivante : - Tube Pitot : tube permettant la prise de pression dynamique d'un fluide en mouvement relatif et comportant un orifice vers l'avant. - Tube de Prandtl : amélioration du tube Pitot comprenant une prise de pression statique intégrée. - Maître couple : c'est la section transversale maximale d'un corps, c'est-à-dire la surface exerçant la plus grande résistance face à l'écoulement du vent autour du corps. - Direction avant : direction d'où provient le vent relatif. - Direction arrière : direction où va le vent relatif - Bord d'attaque : c'est la partie qui est à l'avant de la portion ayant le maître couple maximal, qui fait face au vent. - Centre de poussée aérodynamique : c'est le point où le tenseur résultant de toutes les forces aérodynamiques appliquées à un solide se compose d'une 10 seule force et d'un moment nul. - Pression statique : pression ne dépendant pas de la vitesse. - Intrados : partie située sous l'aile. - Extrados : partie située sur l'aile. - Vitesse V du mobile : on définit la vitesse V en Mach, c'est-à-dire par 15 rapport à la vitesse du son pour laquelle Mach = 1 dans l'environnement considéré. - Mach critique : L'écoulement autour d'une aile passe du régime subsonique au régime transsonique lorsqu'apparaît une portion dans laquelle la vitesse locale devient égale à la célérité du son. Le nombre de Mach correspondant, 20 inférieur à 1, s'appelle le Mach critique. - Vitesse subsonique : Mach compris entre Mach 0 et Mach critique. - Vitesse transsonique : Mach compris entre Mach critique et Mach 1. - Vitesse supersonique : Mach supérieur à Mach 1. 25 L'invention parvient à résoudre les problèmes énoncés précédemment en proposant un dispositif permettant de mesurer de façon fiable la vitesse d'un fluide contenant des éléments solides ou liquides ou gazeux ayant une densité différente de celle dudit fluide, par rapport à une structure mobile ou fixe, indépendamment par exemple de conditions 30 givrantes ou de fortes pluies., dans tout le domaine de vol et notamment en régime transsonique. A cet effet, l'invention propose un système de vélocimétrie permettant de mesurer la vitesse relative V d'un mobile par rapport à une masse d'air ambiante indépendamment des conditions atmosphériques, le mobile étant adapté pour évoluer au moins à des vitesses subsoniques et transsoniques, le vélocimètre comprenant une ailette de forme allongée placée dans la masse d'air ambiante, ladite ailette présentant un axe longitudinal Ox sensiblement selon la vitesse relative du mobile par rapport à la masse d'air ambiante, et comprenant une première portion A formant le bord d'attaque de l'ailette et une seconde portion B dans le prolongement de ladite portion A, formant l'arrière de l'ailette par rapport au déplacement de l'ailette dans la masse d'air ambiante, la portion A ayant une épaisseur croissante en direction de la portion B, la portion B étant située à l'arrière de la portion A par rapport au sens de 15 déplacement du mobile dans la masse d'air ambiant, le vélocimètre comprenant en outre un moyen de chauffage et éventuellement de régulation thermique de l'ailette à une température T, définie pour éviter tout risque de givrage, ledit système étant caractérisé en ce que les longueurs selon l'axe 20 Ox des portions A et B présentent un ratio supérieur à 1, et en ce qu'il comprend une prise de pression statique PS, - une prise de pression dynamique PB située dans la portion B, - un moyen de mesure de l'incidence a de l'ailette, 25 - un moyen de calcul configuré pour déterminer la vitesse V en Mach du mobile par rapport au courant d'air ambiant, à partir des valeurs de pression statique et dynamique, et de l'incidence a de l'ailette, et ceci de manière univoque dans tout le domaine subsonique et transsonique. 30 En variante, ledit moyen de calcul est adapté pour, en fonction de la pressions statique mesurée, sélectionner une loi reliant de manière univoque la pression dynamique PB à la vitesse V, y appliquer un facteur de correction en fonction de l'incidence a de l'ailette, et déterminer la valeur de la vitesse V du mobile par rapport à la masse d'air. En variante, ledit système comprend en outre des éléments de structure saillants sensiblement perpendiculaires à un axe d'envergure de l'ailette et disposés dans la portion B de l'ailette, lesdits éléments saillants étant adaptés pour canaliser l'écoulement de l'air au droit de la prise de pression dynamique PB. L'ailette est typiquement montée tournante autour d'un axe XX', ledit axe XX' étant fixe par rapport au mobile et sensiblement perpendiculaire à la direction de la vitesse V du mobile par rapport à la masse d'air ambiante, le centre de gravité de l'ensemble comprenant l'ailette et les pièces solidairement attachées à cette ailette est situé sensiblement sur l'axe XX' et le centre de poussée aérodynamique de l'ailette est situé en arrière de l'axe XX' par rapport à la direction de la vitesse V. Le système de vélocimétrie comprend en outre typiquement un moyen de mesure à chaque instant de l'angle de rotation de l'ailette autour de l'axe XX', définissant ainsi l'angle d'incidence de la vitesse V du mobile par rapport à la masse d'air ambiante. En variante, ledit système comprend en outre, monté sur le même mobile, un autre indicateur de mesure du type "tube de Pitot", et des moyens de comparaison des mesures de vitesse réalisées au moyen dudit tube de Pitot et par ledit moyen de calcul. En variante la prise de pression dynamique PB comprend une pluralité d'orifices reliés à une chambre de tranquillisation aménagée dans l'ailette, ladite chambre de tranquillisation étant adaptée pour permettre un établissement stable de la pression relevée par la prise de pression dynamique PB. Selon un mode de réalisation particulier, l'ailette est telle que : - la longueur de sa portion A rapportée sur l'axe Ox est comprise entre 70 et 80 mm, - la longueur de sa portion B rapportée sur l'axe Ox est comprise entre 4 et 10 mm, - la hauteur de l'ailette est comprise entre 4 et 10 mm, - la portion A présente une inclinaison comprise entre 3 et 10° par rapport à l'axe Ox localement au niveau de sa liaison avec la portion B, - la portion B présente une inclinaison comprise entre 20 et 60° par rapport à l'axe Oy localement au niveau de sa liaison avec la portion A. L'invention concerne également un procédé de détermination de la vitesse relative V d'un mobile par rapport à une masse d'air ambiant au moyen d'un système de vélocimétrie tel que défini précédemment, dans lequel on détermine la vitesse V du mobile par rapport au courant d'air ambiant, à partir de valeurs de pression statique et dynamique, et de l'incidence a de l'ailette du vélocimètre, et ceci de manière univoque dans tout le domaine subsonique et transsonique En variante, ledit procédé comprend les étapes suivantes : - on mesure la pression statique PS, - en fonction de la valeur de pression statique mesurée, on sélectionne une loi reliant de manière univoque la pression dynamique PB à la vitesse V, - on applique à ladite loi un facteur de correction en fonction de l'incidence a de l'ailette, - on mesure la pression dynamique PB, - on détermine la valeur de la vitesse V du mobile par rapport à la masse d'air en reportant ladite mesure de la pression dynamique sur ladite loi.30 Des modes de réalisation de l'invention seront décrits ci-après, à titre d'exemple non limitatif, en faisant référence aux dessins annexés dans lesquels : - les figures la à le représentent plusieurs modes de réalisation 5 d'un profil d'ailette selon l'invention ; - les figures 2a et 2b présentent deux variantes d'ailettes selon l'invention ; - la figure 3 présente un mode de réalisation dans lequel une ailette est montée tournante autour d'un axe ; 10 - la figure 4 présente une autre variante d'ailette selon l'invention ; - la figure 5 présente une variante du mode de réalisation dans lequel une ailette selon l'invention est montée tournante autour d'un axe sur le fuselage d'un avion ; - les figures 6 et 7 présentent des exemples de relation entre la 15 pression et la vitesse pour une ailette selon l'invention - la figure 8 présente une variante d'un vélocimètre selon un aspect de l'invention. Sur l'ensemble des figures 1 à 4, on représente le sens de 20 déplacement du vent par rapport par une flèche et la référence W. Les figures la à le représentent plusieurs modes de réalisation d'un profil d'ailette selon l'invention. L'ailette 1 a une forme allongée. Elle est relativement mince, pour 25 ne pas générer une traînée trop importante. Cette ailette a une envergure typiquement comprise entre 4 et 14 cm pour être sûr de ne pas être dans la "couche limite" existant le long du fuselage. Elle est placée de préférence en avant du fuselage de l'avion, là où la couche limite n'est pas très épaisse. Ces figures illustrent les portions A et B de l'ailette 1 ainsi que la prise de pression 30 dynamique PB située dans la portion B de l'ailette. La portion A, qui correspond au bord d'attaque de l'ailette ne comprend pas de prise de pression. On définit le profil de l'ailette par un axe d'envergure et un ensemble de points de coordonnées x et y formant le profil de l'ailette en chaque endroit de l'axe d'envergure, cet ensemble de points étant défini par une fonction y=f(x) où l'axe Ox des x est défini sensiblement suivant l'axe longitudinal du profil de l'ailette 1 et où l'axe Oy des y est perpendiculaire à l'axe Ox des x. L'axe longitudinal est sensiblement selon le déplacement relatif de l'ailette par rapport au vent, à l'incidence a près dans le cas d'une ailette 1 fixe. La portion B est une portion de l'ailette 1 située à l'arrière de la portion A par rapport au sens de déplacement de l'ailette dans une masse d'air. Selon un mode de réalisation particulier, cette portion B correspond à une portion de l'ailette 1 dans laquelle la valeur absolue de y est décroissante en fonction de x sur l'intrados de l'ailette; et constitue alors une portion dont l'épaisseur décroit en s'éloignant de la portion A. Cette portion B constitue l'arrière de l'ailette 1, par opposition au bord attaque formé par la portion A. On voit clairement l'effet de cette succession de portions A et B ; la portion A est la portion faisant face à l'écoulement de fluide ; les particules en suspension rentrent donc au contact de l'ailette 1 sur cette portion A. En raison de sa section croissante, ces particules vont être guidées par le bord d'attaque qu'elle constitue de manière à les éloigner de l'axe x de l'ailette 1. De cette manière, lors de la transition de la portion A à la portion B de l'ailette, ces particules sont décollées de l'ailette 1 et ne viennent plus en contact avec sa surface. De manière plus générale, la portion B présente une rupture de la pente par rapport à la portion A sur l'intrados de l'ailette. Dans le mode de réalisation représenté sur la figure la, les portions 30 A et B sont délimitées par des segments rectilignes, définissant ainsi une arrête de l'ailette au niveau de la liaison entre ces deux portions. L'inclinaison entre le segment défmissant la portion B et l'axe vertical des y tel que représenté est définie par un angle 0 dont la valeur est typiquement comprise dans l'intervalle ]0° ; 70°] ; typiquement égale à 30° ou 45°. L'inclinaison entre le segment définissant la portion A et l'axe horizontal Ox est défmie par un angle 'y, dont la valeur est typiquement comprise entre 5 et 30° localement au niveau de la liaison entre la portion A et la portion B. Il est possible de réaliser un angle 0 négatif par exemple égal à -10°. Selon un mode de réalisation particulier de l'ailette présentée sur la figure la, on a les valeurs d'angles suivantes : 'y = 5° et 0 = 30°. Plus généralement, la valeur de 'y est avantageusement supérieure à 4° et la valeur de 0 est avantageusement inférieure à 60°, de manière à définir une rupture prononcée entre les portions A et B. on retrouve les angles 'y et 0 sur les figures lb à le, pour lesquelles les mêmes ordres de grandeurs s'appliquent. La figure lb présente un mode de réalisation dans lequel la portion A présente un bord d'attaque arrondi, tandis que la portion B forme une partie biseautée sur l'intrados de l'ailette. La figure 1c présente une variante de la figure 1 a, dans laquelle la 20 portion B est concave, et présente deux portions dont le contour est délimité par un arc de cercle de rayon h à partir de la liaison avec la portion A. La figure 1d présente une autre variante, dans laquelle la portion B est convexe et a sensiblement une forme de demi-cercle de rayon h et dont le 25 centre est situé sur l'axe Ox, à partir de la liaison avec la portion A. La figure le présente une variante de la figure lb, dans laquelle la portion B présente un contour arrondi sur l'extrados de l'ailette, et forme un rebord permettant de protéger la partie inclinée de la portion B de projections, 30 notamment lorsque l'avion est stationné au parking. En variante la portion B est sensiblement transverse à l'axe Ox, l'ailette ayant alors une section triangulaire, typiquement un triangle isocèle. La longueur de la portion B rapportée sur l'axe Ox est alors nulle. La prise de pression dynamique PB est ici située à l'arrière de l'ailette par rapport au sens de déplacement de l'ailette dans la masse d'air. Dans chacun des modes de réalisation illustrés, la portion A correspond à une portion A du profil où la valeur absolue de y est croissante avec x, c'est-à-dire le bord d'attaque de l'ailette 1, de façon à écarter les particules d'eau ou de poussières présentes dans la masse d'air ambiante à l'extérieur du profil. Les longueurs selon l'axe des x des portions A et B présentent typiquement un ratio supérieur ou égal à 1, typiquement compris entre 1 :1 et 10 :1, c'est-à-dire qu'en désignant la longueur de la portion A rapportée sur l'axe des x par LAx et en désignant la longueur de la portion B rapportée sur l'axe des x par LBx, on a typiquement la relation suivante : LBx LAx Selon un mode de réalisation particulier de l'ailette 1, LAx = 20 76mm et LBx = 8mm. La valeur de y varie typiquement entre +hl et h2, où h1 et h2 sont typiquement compris entre 5 et 30 mm, par exemple égaux à 8mm. La prise de pression dynamique PB est typiquement disposée à une distance sensiblement égale à 3h/4 de l'axe Ox, sur la portion B de l'ailette 1, 25 avantageusement sur son intrados. Les figures 2a et 2b présentent une variante d'un système de vélocimétrie selon l'invention, la figure 2b étant une vue en coupe de la figure 2a selon le plan 2b-2b défmi sur la figure 2a. 30 L'ailette 1 telle que présentée comprend un segment intermédiaire 11, un segment de mesure 12 comprenant des éléments de structure saillants 13, et des moyens de liaison 14 adaptés pur permettre de fixer l'ailette 1 par exemple au fuselage d'un avion. Le segment intermédiaire 11 est disposé entre les moyens de liaison 14 et le segment de mesure 12, et permet ainsi de décaler le segment de mesure 12 du fuselage de l'avion. Les éléments de structure saillants 13 sont typiquement des nervures, disposées sensiblement perpendiculaires à un axe d'envergure de l'ailette, et s'étendant au moins dans la portion B de l'ailette. Ces éléments saillants 13 sont adaptés pour canaliser l'écoulement de l'air au droit de la prise de pression dynamique PB et ainsi éviter la formation de turbulences parasites qui viendraient perturber la mesure de la pression dynamique par PB. Dans ce mode de réalisation, la pression dynamique PB mesurée par le vélocimètre est transformée en une pression équivalente à celle délivrée par un tube Pitot dans les mêmes conditions. La pression PB mesurée est convertie en valeur numérique, et donnée en consigne à un moteur M via un calculateur C. Le moteur M active un soufflet MS en fonction de cette consigne, qui délivre une pression au système avion SA. Une prise de pression R assure une boucle de retour entre la pression délivrée par le soufflet MS et le calculateur C, permettant ainsi 20 d'ajuster la consigne que donne le calculateur C au moteur M. Ce mode de réalisation permet ainsi d'adapter un vélocimètre selon l'invention, sans nécessiter de modifications du système avion SA existant. La figure 3 présente un mode de réalisation d'un système de 25 vélocimétrie selon l'invention dans lequel une ailette est montée tournante autour d'un axe XX' par rapport au corps de l'objet en mouvement au sein du fluide, typiquement le fuselage d'un avion. Dans ce mode de réalisation, une ailette 301 est placée dans un fluide, typiquement de l'air contenant des particules liquides et des particules 30 solides (eau, neige, glace, insectes ou sable par exemple). Lorsque l'avion vole le déplacement de l'avion par rapport à la masse d'air ambiant crée un vent relatif dont le sens de déplacement est repéré par la flèche W. L'ailette est montée ici sur le fuselage de l'avion mais elle pourrait être également montée sous la voilure. Cette ailette est montée mobile sur le fuselage 302 de avion et est solidaire d'un arbre qui peut tourner autour d'un axe XX'. Ici deux roulements à billes 306 et 307 maintiennent l'ailette fixe en translation et selon deux axes de rotation mais laisse libre l'ailette de tourner autour de l'axe XX'. Une masselotte 308 permet d'équilibrer l'ailette afin que le centre de gravité CDG de l'ensemble constitué par l'ailette et les éléments qui lui sont solidairement attachés soit situé sensiblement sur l'axe XX'. Ici le centre de gravité CDG est en plus situé près du fuselage afin que l'application d'un facteur de charge ne crée pratiquement aucun moment sur le fuselage et donc confère à l'ensemble une grande stabilité sous facteur de charge. Cette position du centre de gravité car elle assure que sous facteur de charge, l'ailette n'ait pas tendance à augmenter son incidence et ainsi fausser les mesures. En effet les coefficients de portance varient avec l'angle d'attaque de l'ailette par rapport au vent relatif. Ici l'ailette comporte une flèche d'environs 30°, de sorte que le centre de poussée de l'ailette CDP soit placé en arrière du centre de gravité CDG pour assurer une stabilité naturelle de l'ailette. Une prise de pression dynamique PB repérée par la référence 313 est constituée par un orifice placé sur l'intrados de l'ailette. Cette prise de pression est située à l'arrière du maitre couple, après le bord d'attaque. Cette prise de pression est située dans la portion B de l'ailette 301. On note que, comme précédemment sur la figure 1, aucune prise de pression n'est placée dans la portion A correspondant au bord d'attaque de l'ailette. Un premier canal étanche 304 achemine cette pression dynamique PB jusqu'à un capteur de pression 305 permettant de créer un signal électrique correspondant à cette pression dynamique PB. Une prise de pression statique PS repérée par la référence 309 est placée sur le fuselage 302 et communique par un tuyau étanche à un capteur de pression 310. Cette prise de pression peut également être disposée sur l'ailette 301, les moyens de prise et de mesure de la pression statique étant bien connus de l'Homme de l'art, par exemple en prélevant la pression en un point où la pression varie très faiblement avec la vitesse V. Un capteur de rotation 311 mesure la rotation de l'ailette et donc son incidence a par rapport au vent. On peut alors connaître la valeur absolue de la vitesse mais également l'angle d'incidence du vent relatif. On peut donc transmettre ces informations au pilote pour lui indiquer par exemple un décrochage imminent. Les capteurs de pression 310 et 305 ainsi que le capteur de rotation 311 envoient des signaux électriques à un calculateur C qui en fonction des valeurs de la pressions statique PS, de la pression dynamique PB et de l'incidence a déduit la valeur de la vitesse aérodynamique V de l'avion suivant une loi F préétablie de la forme V=F(PS, PB, a), univoque dans tout le domaine subsonique et transsonique. La figure 4 présente une vue en coupe d'une autre variante de l'ailette 1 selon l'invention, dans laquelle la prise de pression dynamique PB comprend une pluralité d'orifices 21 qui sont disposés sur l'intrados de l'ailette 1, dans la portion B, et qui débouchent dans une chambre de tranquillisation 22 réalisée dans le corps de l'ailette 1. Cette figure présente une forme générale similaire à celle présentée sur la figure 1c, dans laquelle le rayon des deux portions de cercles définissant la portion B est typiquement égal à 30 mm et la valeur de h est sensiblement égale à 8 mm. Cette chambre de tranquillisation 22 permet d'établir une pression stable, dont la sensibilité aux perturbations est réduite par rapport à une prise de pression conventionnelle munie d'un unique orifice sans chambre de tranquillisation. La figure 5 présente une variante du système de vélocimétrie présenté sur la figure 3, dans laquelle l'ailette 1 est en forme de coin, et est montée tournante autour d'un axe X-X'. La figure 6 présente un exemple de loi F de la forme V=F(PS, PB, a) pour une ailette ayant un profil selon l'invention tel que présenté sur la figure 1. Cette figure présente trois courbes correspondant à trois valeurs distinctes de pression statique ou atmosphérique PS, ainsi qu'une table de 10 valeurs correspondant à ces courbes. Cette figure montre l'évolution de la pression en fonction de la vitesse (Mach). On observe que les courbes obtenues sont univoques sur toute la gamme de vitesse comprise entre Mach 0 et Mach 1 ; à une valeur de pression correspond une unique valeur de vitesse, et inversement. 15 La figure 7 est similaire à la figure 6, mais présente également des fonctions permettant d'approximer les courbes de pression en fonction de la vitesse. Les fonctions illustrées permettent d'approximer les courbes de 20 pression en fonction de la vitesse sur tout le domaine subsonique et transsonique, c'est-à-dire de Mach 0 à Mach 1. Les fonctions présentées sont les polynômes suivants : - pour une pression statique ou atmosphérique PS à 101325 Pa, y = -85471x3 + 24675x2 -15088x+101262 ; 25 - pour une pression statique ou atmosphérique PS à 60000 Pa, y = -50612x3 + 14611x2 - 8934,6x + 59963 ; - pour une pression statique ou atmosphérique PS à 25000 Pa, y = -21088x3 + 6088x2 - 3722,8x + 24985. 30 Les figures 6 et 7 ont été validées par des simulations numériques et des essais en soufflerie, ces deux méthodes donnant des résultats concordants et mettant en avant l'avantage que procure l'ailette selon l'invention. Toutefois des essais en vol devront être réalisés pour chaque type d'avion, pour établir de façon plus précise les fonctions qui devront être utilisées pour obtenir une vitesse précise et fiable dans tout le domaine de vol subsonique et transsonique, indépendamment des conditions de givrage et de fortes pluies. La figure 8 présente un autre mode de réalisation d'un vélocimètre selon l'invention, réalisé en exploitant un tube Pitot 400 existant monté sur le 10 fuselage 302 d'un avion par exemple. Dans ce mode de réalisation, le tube Pitot 400 existant est relié au fuselage 302 de au moyen d'un mât 401 et d'un socle 402, et est équipé d'un bouchon 410 venant obturer sa prise d'air frontale 404, mais laissant libre son drain 403 qui est exploité en tant que prise de pression PB. On comprend bien 15 que le bouchon 410 peut également présenter un canal débouchant dans la prise d'air frontale 404 du tube Pitot 400, et débouchant sur une prise de pression PB dans la portion B du bouchon 410. De manière plus générale, le bouchon 410 comprend un canal présentant une prise d'air dans sa portion B de manière similaire aux vélocimètres présentés sur les figures précédentes, et 20 débouchant dans le conduit interne du tube Pitot 400 de manière à acheminer la pression dynamique au système avion ou à un convertisseur ou calculateur via un canal 304. Le bouchon 410 présente une forme adaptée de sorte que l'ensemble formé par le tube Pitot 400 et le bouchon 410 présente une forme 25 similaire à la forme des différents modes de réalisation présentés sur les figures la à 1 e, c'est-à-dire avec une portion A formant un bord d'attaque et dont l'épaisseur selon l'axe longitudinal de l'ailette est croissante, et une portion arrière B dont l'épaisseur selon l'axe longitudinal de l'ailette est décroissante. Ce mode de réalisation particulier permet ainsi d'obtenir un vélocimètre selon l'invention, en exploitant des sondes Pitot qui équipent déjà des avions par exemple. Le bouchon 410 est typiquement métallique de manière à être 5 conducteur de la chaleur afin d'assurer la fonction de dégivrage, et est associé à des moyens de fixation assurant son maintien en position sur le tube Pitot 400. Le système de vélocimétrie selon un aspect de l'invention exploite 10 de telles lois reliant la vitesse de déplacement du mobile par rapport à une masse d'air en fonction de la pression dynamique, de la pression statique et de l'incidence. Par exemple, le dispositif relève la valeur de pression statique PS mesurée, et détermine alors quelle est la loi applicable. Ensuite, en fonction de 15 l'incidence de l'ailette, il applique un facteur correctif à cette loi applicable. Enfin, en fonction de la valeur de pression dynamique PB mesurée, il détermine la vitesse relative du mobile, par exemple en reportant sur la loi corrigée la valeur de pression dynamique ainsi mesurée. 20 Selon un mode de réalisation avantageux, un système stabilisateur, empêche l'ailette de vibrer, tout en la laissant libre de s'aligner dans le sens du vent. De manière préférentielle, l'ailette est munie de moyens de chauffage pour éviter le dépôt de givre sur la surface de l'ailette qui serait 25 susceptible de la bloquer ou d'obstruer la prise de pression. On voit donc qu'il est possible de réaliser de façon industrielle un dispositif permettant de connaître la vitesse relative d'un fluide par rapport à une structure indépendamment des particules qui pourraient se trouver dans ce 30 fluide, sans risque de voir ce dispositif se boucher partiellement ou totalement dans le cas où les capteurs de pression sont disposés sur l'intrados de l'ailette. En particulier on voit donc qu'il est possible de réaliser de façon industrielle un dispositif permettant de connaître la vitesse relative d'un avion par rapport à la masse d'air ambiant (et également l'angle d'incidence de l'avion) dans tout le domaine de vol des avions modernes, avantageusement indépendamment de la présence ou non de corps solides ou liquides comme le givre, les fortes pluies ou la présence d'insectes ou de sable par exemple.. Contrairement aux préjugés qui consistaient à croire que seules les sondes de type "Pitot" comportant un orifice vers l'avant permettent de mesurer la vitesse d'un avion, le dispositif objet de l'invention permet à coût similaire de fournir des informations fiables de vitesse aérodynamique et d'incidence indépendamment des conditions climatiques et indépendamment de la présence dans l'atmosphère de particules solides ou liquides (grêlons, fortes pluies, insectes, sable...), dans tout le domaine de vol des avions modernes. L'homme de l'art pourra appliquer l'invention à de nombreux autres systèmes similaires sans sortir du cadre de l'invention défini dans les revendications jointes.20 REVENDICATIONS1. Système de vélocimétrie permettant de mesurer la vitesse relative V d'un mobile par rapport à une masse d'air ambiante indépendamment des conditions atmosphériques, le mobile étant adapté pour évoluer au moins à des vitesses subsoniques et transsoniques, le vélocimètre comprenant une ailette de forme allongée placée dans la masse d'air ambiante, ladite ailette présentant un axe longitudinal Ox sensiblement selon la vitesse relative du mobile par rapport à la masse d'air ambiante, et comprenant une première portion A formant le bord d'attaque de l'ailette et une seconde portion B dans le prolongement de ladite portion A, formant l'arrière de l'ailette par rapport au déplacement de l'ailette dans la masse d'air ambiante, la portion A ayant une épaisseur croissante en direction de la portion B, la portion B étant située à l'arrière de la portion A par rapport au sens de 15 déplacement du mobile dans la masse d'air ambiant, le vélocimètre comprenant en outre un moyen de chauffage et de régulation thermique de l'ailette à une température T prédéterminée, défmie pour éviter tout risque de givrage, ledit système étant caractérisé en ce que les longueurs selon l'axe Ox des 20 portions A et B présentent un ratio supérieur à 1, et en ce qu'il comprend - une prise de pression statique PS, - une prise de pression dynamique PB située dans la portion B, - un moyen de mesure de l'incidence a de l'ailette, 25 - un moyen de calcul configuré pour déterminer la vitesse V en Mach du mobile par rapport au courant d'air ambiant, à partir des valeurs de pression statique et dynamique, et de l'incidence a de l'ailette, et ceci de manière univoque dans tout le domaine subsonique et transsonique. 30 2. Système de vélocimétrie selon la revendication 1, dans lequel ledit moyen de calcul est adapté pour, en fonction de la pressions statique mesurée,sélectionner une loi reliant de manière univoque la pression dynamique PB à la vitesse V, y appliquer un facteur de correction en fonction de l'incidence a de l'ailette, et déterminer la valeur de la vitesse V du mobile par rapport à la masse d'air. 3. Système de vélocimétrie selon l'une des revendications 1 ou 2, dans lequel ledit ratio entre les longueurs selon l'axe Ox des portions A et B est compris entre 1 :1 et 20 :1. 10 4. Système de vélocimétrie selon la revendication 3, dans lequel ladite prise de pression dynamique PB est située sur l'intrados de l'ailette. 5. Système de vélocimétrie selon l'une des revendications 1 à 4, comprenant en outre des éléments de structure saillants sensiblement perpendiculaires à un 15 axe d'envergure de l'ailette et disposés dans la portion B de l'ailette, lesdits éléments saillants étant adaptés pour canaliser l'écoulement de l'air au droit de la prise de pression dynamique PB. 6. Système de vélocimétrie selon la revendication 5 dans lequel l'ailette est 20 montée tournante autour d'un axe XX', ledit axe XX' étant fixe par rapport au mobile et sensiblement perpendiculaire à la direction de la vitesse V du mobile par rapport à la masse d'air ambiante, le centre de gravité de l'ensemble comprenant l'ailette et les pièces solidairement attachées à cette ailette est situé sensiblement sur l'axe XX' et le centre de poussée aérodynamique de 25 l'ailette est situé en arrière de l'axe XX' par rapport à la direction de la vitesse V. 7. Système de vélocimétrie selon la revendication 6, comprenant en outre un moyen de mesure à chaque instant de l'angle de rotation de l'ailette autour de 30 l'axe XX', définissant ainsi l'angle d'incidence de la vitesse V du mobile par rapport à la masse d'air ambiante.5 8. Système de vélocimétrie selon l'une quelconque des revendications 1 à 7 comprenant en outre, monté sur le même mobile, un autre indicateur de mesure du type "tube de Pitot", et des moyens de comparaison des mesures de vitesse réalisées au moyen dudit tube de Pitot et par ledit moyen de calcul. 9. Système de vélocimétrie selon l'une des revendications 1 à 8 dans lequel la prise de pression dynamique PB comprend une pluralité d'orifices reliés à une chambre de tranquillisation aménagée dans l'ailette, ladite chambre de tranquillisation étant adaptée pour permettre un établissement stable de la pression relevée par la prise de pression dynamique PB. 10. Système selon l'une des revendications 1 à 9, dans lequel l'ailette est telle que : - la longueur de sa portion A rapportée sur l'axe Ox est comprise entre 70 et 80 mm, - la longueur de sa portion B rapportée sur l'axe Ox est comprise entre 4 et 10 mm, - la hauteur de l'ailette est comprise entre 4 et 10 mm, - la portion A présente une inclinaison comprise entre 3 et 10° par rapport à l'axe Ox localement au niveau de sa liaison avec la portion B, - la portion B présente une inclinaison comprise entre 20 et 60° par rapport à l'axe Oy localement au niveau de sa liaison avec la portion A. 11. Procédé de détermination de la vitesse relative V d'un mobile par rapport à une masse d'air ambiant au moyen d'un système de vélocimétrie selon l'une des revendications 1 à 10, dans lequel on détermine la vitesse V en Mach du mobile par rapport au courant d'air ambiant, à partir de valeurs de pression statique et dynamique, et de l'incidence a de l'ailette du vélocimètre, et ceci de manière univoque dans tout le domaine subsonique et transsonique 12. Procédé selon la revendication 11, dans lequel - on mesure la pression statique PS, - en fonction de la valeur de pression statique mesurée, on sélectionne une loi reliant de manière univoque la pression dynamique PB à la vitesse V, - on applique à ladite loi un facteur de correction en fonction de l'incidence a de l'ailette, - on mesure la pression dynamique PB, - on détermine la valeur de la vitesse V en Mach du mobile par rapport à la masse d'air en reportant ladite mesure de la pression dynamique sur ladite loi. 10