Brevet FR3012792A1 — publié le 20150508

La présente invention concerne un système de pilotage au sol d'un avion, en particulier d'un avion de transport, et un ensemble de pilotage comprenant un tel système. On sait que la vie opérationnelle d'un avion, notamment d'un avion de ligne, comprend de nombreuses phases de relocalisation aéroportuaire, pour lesquelles l'avion doit souvent être convoyé d'un terminal ou d'une zone de parking à une autre zone aéroportuaire, telle qu'une zone de maintenance par exemple. Pour déplacer un avion, on prévoit : - soit d'utiliser un tracteur (qui est souvent accroché au train d'atterrissage avant de l'avion) pour tracter l'avion ; - soit de faire rouler l'avion en utilisant ses moteurs (au moins un moteur). Cette dernière possibilité s'avère très coûteuse et complexe : la nécessité de mettre en route les moteurs engendre des contraintes de sécurité importantes, et la consommation d'un moteur au roulage s'avère relativement importante, le moteur n'étant pas dimensionné pour ce type d'opération. En raison de ces inconvénients, la première possibilité précitée (employant un tracteur) est le plus souvent utilisée. Cependant, tracter un avion via son train d'atterrissage avant engendre des efforts sur ce train avant, qui impactent considérablement sa durée de vie. De plus, il est nécessaire qu'au moins une personne prenne place dans l'avion afin d'assurer une possibilité de freinage d'urgence, ce qui présente notamment des conséquences sur l'entretien de l'avion. Pour remédier en partie à ces problèmes, on connaît par la demande de brevet US-2012/0104159 un système électrique de pilotage au sol d'un avion. Ce système électrique comprend des roues motorisées munies de modules de motorisation, des moyens d'alimentation embarqués pour alimenter en puissance les roues motorisées et des moyens de commande agencés dans le poste de pilotage et permettant à un pilote de commander les roues motorisées pour faire rouler l'avion au sol. Grâce à ce système électrique de pilotage au sol, l'avion peut être déplacé au sol de manière autonome sans utiliser ses moteurs, ni un tracteur. Toutefois, bien que cette solution (ne nécessitant d'utiliser ni un tracteur, ni les moteurs de l'avion) soit intéressante avant le décollage ou après l'atterrissage, le pilote se trouvant alors à bord de l'avion et pouvant commander le pilotage au sol à l'aide de ce système électrique, elle l'est moins pour des procédures pour lesquelles aucun pilote n'est à bord de l'avion, par exemple lors d'opérations de maintenance. Dans ce cas, elle présente l'inconvénient qu'un pilote ou un opérateur ait à s'installer à bord de l'avion pour le déplacer, ce qui génère des contraintes liées à un travail en hauteur et souvent des coûts d'entretien additionnels pour reconditionner l'avion avant une utilisation commerciale par exemple. De plus, lors d'une phase de livraison d'un avion, ce mode de pilotage peut même éventuellement générer des dommages à des aménagements commerciaux. La présente invention concerne un système de pilotage au sol d'un avion, ledit avion étant pourvu d'au moins une roue motorisée munie d'un module de motorisation et faisant partie d'au moins un train d'atterrissage de l'avion, qui a pour objet de remédier à l'inconvénient précité. Selon l'invention, ledit système de pilotage au sol est remarquable en ce qu'il comporte un dispositif de pilotage comprenant : - une unité de commande configurée pour permettre à un opérateur de 20 générer des ordres de commande de déplacement ; et - des premiers moyens de liaison configurés pour transmettre lesdits ordres de commande de déplacement et aptes à lier ladite unité de commande audit module de motorisation de manière à permettre de commander ledit module de motorisation à distance de l'avion. 25 Ainsi, grâce au système de pilotage conforme à l'invention, un opérateur est en mesure de commander le déplacement au sol de l'avion à distance de ce dernier, en commandant à distance une ou plusieurs roues motorisées de l'avion, à l'aide de l'unité de commande via les premiers moyens de liaison. Ainsi, il n'est pas nécessaire qu'un opérateur monte à bord 30 de l'avion pour mettre en oeuvre le roulage au sol, ce qui permet de remédier à l'inconvénient précité. Le système de pilotage au sol peut être utilisé pour commander une seule roue motorisée. De préférence, il est toutefois utilisé pour commander une pluralité de roues motorisées munies, chacune, d'un module de motorisation. Le système de pilotage au sol peut ainsi être utilisé pour commander une ou plusieurs roues motorisées du train d'atterrissage avant de l'avion ou, de préférence, d'un ou de plusieurs trains d'atterrissage principaux de l'avion. La présente invention peut notamment s'appliquer à un avion comprenant un seul train d'atterrissage principal pourvu de plusieurs roues 10 motorisées ou à un avion comprenant plusieurs trains d'atterrissage principaux pourvus chacun d'une ou de plusieurs (deux, quatre,...) roues motorisées. Par ailleurs, le système pilotage au sol peut comporter l'un ou plusieurs des éléments ou caractéristiques suivants, pris individuellement ou 15 en combinaison : - le dispositif de pilotage comprend, de plus : - une unité de génération de puissance configurée pour générer une puissance ; et - des deuxièmes moyens de liaison configurés pour transmettre la 20 puissance générée par ladite unité de génération de puissance et aptes à lier ladite unité de génération de puissance à ladite roue motorisée de manière à permettre d'alimenter ladite roue motorisée en puissance à distance de l'avion ; - lesdits premiers moyens de liaison comprennent au moins une liaison filaire 25 et/ou au moins une liaison de transmission de données (sans fil) par ondes électromagnétiques. Dans un mode de réalisation particulier, lesdits premiers et deuxièmes moyens de liaison comprennent au moins une même liaison filaire, qui sert à la fois pour la transmission de puissance et pour la transmission des ordres 30 de commande de déplacement. En outre, dans un mode de réalisation préféré, le dispositif de pilotage comprend, de plus : - une unité de commande de freinage configurée pour permettre à un opérateur de générer des ordres de freinage ; et - des troisièmes moyens de liaison configurés pour transmettre lesdits ordres de freinage, générées à l'aide de ladite unité de commande de freinage, et aptes à lier ladite unité de commande de freinage à un système de freinage de roues d'au moins un train d'atterrissage de l'avion de manière à permettre de commander le freinage desdites roues à distance de l'avion, via lesdits ordres de freinage. Par ailleurs, le système de pilotage comporte : - dans une première variante de réalisation, un chariot mobile sur lequel est monté ledit dispositif de pilotage ; et - dans une seconde variante de réalisation, un véhicule automobile sur lequel est monté ledit dispositif de pilotage. En outre, avantageusement, l'unité de commande comprend : - au moins un élément de commande configuré pour permettre à un opérateur d'entrer une valeur relative à une vitesse d'avancement et une valeur de rotation ; et - une unité de calcul configurée pour calculer, à partir de la valeur relative à la vitesse d'avancement et de la valeur de rotation, entrées à l'aide de l'élément de commande, une valeur de vitesse de rotation de l'avion et pour calculer des ordres de commande de déplacement représentatifs de ladite valeur de vitesse de rotation. Dans le cadre de la présente invention, la valeur relative à la vitesse d'avancement correspond : - soit directement à une vitesse d'avancement, qui est entrée par l'opérateur ; - soit à une valeur d'accélération ou de décélération. Dans ce cas, la vitesse d'avancement correspond à une vitesse fixe prédéterminée, qui peut être modifiée et ajustée en fonction du besoin par l'opérateur qui entre, pour ce faire, une valeur d'accélération ou de décélération. De façon avantageuse, ledit élément de commande comprend au moins l'un des ensembles suivants : - deux éléments d'actionnement différents permettant à un opérateur d'entrer, respectivement, la valeur relative à la vitesse d'avancement et la valeur de rotation ; et - un élément d'actionnement unique permettant à un opérateur d'entrer, à la fois, la valeur relative à la vitesse d'avancement et la valeur de rotation. Par ailleurs, avantageusement, pour le pilotage au sol d'un avion pourvu d'une pluralité de roues motorisées faisant partie d'au moins un train d'atterrissage, ladite unité de calcul est configurée pour calculer des vitesses différentes pour les roues motorisées du train d'atterrissage de l'avion de manière à générer une vitesse différentielle dans le train d'atterrissage apte à faire rouler l'avion conformément à ladite valeur de vitesse de rotation. La présente invention concerne également un ensemble de pilotage au sol d'un avion. Selon l'invention, cet ensemble de pilotage comprenant un avion 15 pourvu d'au moins une roue motorisée munie d'un module de motorisation et faisant partie d'au moins un train d'atterrissage de l'avion, est remarquable qu'il comporte de plus : - un système de pilotage au sol, tel que celui précité ; et - des moyens embarqués sur l'avion, qui permettent de relier à l'avion au 20 moins des moyens de liaison dudit système. Dans un mode de réalisation particulier, l'avion comprend les éléments embarqués suivants : - une unité de génération de puissance auxiliaire, configurée pour générer une puissance ; et 25 - des moyens de liaison auxiliaires configurés pour transmettre la puissance générée par ladite unité de génération de puissance auxiliaire et aptes à lier ladite unité de génération de puissance auxiliaire à la roue motorisée ou aux roues motorisées de manière à permettre d'alimenter ladite ou lesdites roues motorisées en puissance (en variante ou en complément de l'unité de 30 génération de puissance précitée du système de pilotage). Par ailleurs, la ou les roues motorisées de l'avion peuvent comporter différents types de moteurs, et notamment avantageusement : - des moteurs électriques ; ou - des moteurs hydrauliques. Les figures du dessin annexé feront bien comprendre comment l'invention peut être réalisée. Sur ces figures, des références identiques 5 désignent des éléments semblables. La figure 1 est le schéma synoptique d'un mode de réalisation d'un système de pilotage au sol d'un avion. La figure 2 montre schématiquement un avion roulant au sol, auquel est appliqué un système de pilotage au sol. 10 La figure 3 est le schéma synoptique d'un mode de réalisation d'un ensemble de pilotage. Les figures 4 et 5 montrent schématiquement des modes de réalisation différents d'un système de pilotage au sol. Les figures 6 et 7 montrent schématiquement, respectivement, un 15 chariot mobile et un véhicule automobile, sur lesquels peut être installé un dispositif de pilotage. La figure 8 est le schéma synoptique d'une unité de commande d'un système de pilotage au sol. La figure 9 est un graphique permettant d'expliquer un déplacement 20 en virage de l'avion. La figure 10 est le schéma synoptique d'un mode de réalisation particulier d'un ensemble de pilotage comprenant une unité de commande de freinage. La figure 11 montre schématiquement un mode de réalisation 25 particulier d'un système de pilotage au sol. Le système 1 représenté schématiquement sur la figure 1 et permettant d'illustrer l'invention, est destiné à commander le roulage au sol S d'un avion AC, notamment d'un avion de transport civil, tel que représenté par exemple sur la figure 2. 30 Dans l'exemple de réalisation décrit ci-dessous, l'avion AC (figure 2) comprend deux trains d'atterrissage principaux 3 et 4 montés sous ses ailes 6A et 6B. Chacun de ces trains d'atterrissage principaux 3 et 4 est pourvu de deux roues, à savoir des roues 5A et 5B pour le train d'atterrissage 3 et des roues 5C et 5D pour le train d'atterrissage 4. Cet avion AC est également pourvu, de façon générale et usuelle, de moteurs 9 et 10 installés sous les ailes 6A et 6B, d'une dérive 11, d'un empennage horizontal 12 et d'un train d'atterrissage 13 avant. La présente invention peut notamment s'appliquer à un avion comprenant un seul train d'atterrissage principal pourvu d'au moins deux roues motorisées réparties de part et d'autre de l'axe longitudinal de l'avion (c'est-à-dire du plan de symétrie longitudinal vertical L (figures 3 et 9) de l'avion) ou à un avion comprenant plusieurs trains d'atterrissage principaux pourvus chacun d'une ou de plusieurs (deux, quatre,...) roues motorisées réparties deux à deux de part et d'autre de l'axe longitudinal de l'avion. L'invention est décrite ci-après à l'exemple d'un avion AC qui comprend une pluralité de roues motorisées 5A, 5B, 5C, 5D faisant partie des trains d'atterrissage principaux 3 et 4 de l'avion AC. Comme représenté schématiquement sur la figure 3, toutes les roues 5A à 5D des trains d'atterrissage principaux 3 et 4 sont des roues motorisées, c'est-à-dire que chacune desdites roues 5A à 5D est pourvue d'un module de motorisation 14A à 14D. Chacun desdits modules de motorisation 14A à 14D comprend un moteur 15A à 15D, par exemple un moteur électrique, qui est monté sur la roue correspondante 5A à 5D et qui est connecté à une unité de motorisation 16A à 16D (de contrôle et de commande) via une liaison 17A à 17D. Lesdites unités de motorisation 16A à 16D font partie d'un ensemble 18 d'unités de motorisation, permettant de gérer la motorisation des roues motorisées 5A à 5D de l'avion AC. Lesdits modules de motorisation 14A à 14D, et notamment lesdites unités 16A à 16D, sont configurés pour recevoir des ordres de commande, en vue de commander les moteurs 15A à 15D des roues 5A à 5D. Selon l'invention, ledit système de pilotage 1 comporte, comme représenté notamment sur la figure 1, un dispositif de pilotage 2 qui est déporté par rapport à l'avion AC (c'est-à-dire qui n'est pas embarqué sur l'avion AC) et qui comprend : - une unité de commande 20 qui est configurée pour permettre à un opérateur de générer des ordres de commande (dits ordres de commande de déplacement) pour lesdits modules de motorisation 14A à 14D de l'avion AC ; et - des moyens de liaison 21 précisés ci-dessous, qui sont configurés pour transmettre les ordres de commande de déplacement générés par ladite unité de commande 20. Ces moyens de liaison 21 sont aptes à lier ladite unité de commande 20 audit ensemble 18 d'unités de motorisation 16A à 16D de manière à permettre à l'opérateur de commander lesdits modules de motorisation 14A à 14D à distance de l'avion AC, comme représenté sur la figure 3. Ainsi, grâce au système de pilotage 1 conforme à l'invention, un opérateur est en mesure de commander le déplacement au sol de l'avion AC à distance de ce dernier, en commandant à distance les roues motorisées 5A à 5D des trains d'atterrissage principaux 3 et 4, à l'aide de l'unité de commande 20 via les moyens de liaison 21. Ainsi, il n'est pas nécessaire qu'un opérateur monte à bord de l'avion AC pour mettre en oeuvre le roulage au sol. De plus, cette solution n'utilise ni un tracteur, ni les moteurs 9 et 10 de l'avion AC. Le système 1 fait partie d'un ensemble 23 de pilotage au sol représenté schématiquement sur la figure 3. Cet ensemble 23 comprend, en plus dudit système 1, un avion AC (non représenté sur la figure 3) pourvu de roues motorisées 5A à 5D munies de modules de motorisation 14A à 14D, et de moyens (des moyens 18A notamment) précisés ci-dessous, qui permettent de relier auxdits modules de motorisation 14A à 14D au moins les moyens de liaison 21 dudit système 1. Le système de pilotage au sol 1 comprend donc une commande à distance (unité de commande 20), permettant à un opérateur qui utilise ce système 1 pour commander le roulage au sol de l'avion AC, de s'éloigner de l'avion AC lors du roulage, afin notamment de se mettre en sécurité et de vérifier l'évolution de l'avion AC et en particulier de ses ailes 6A et 6B, ce qui permet d'augmenter la sécurité du roulage. De plus, aucune intervention à l'intérieur de l'avion AC n'est donc nécessaire. Ceci permet d'éviter les contraintes liées à un travail en hauteur, et également de réduire d'éventuels coûts d'entretien additionnels pour reconditionner l'avion AC avant une utilisation commerciale par exemple. En particulier, en phase de livraison d'un avion, cela permet d'éviter d'éventuels dommages aux aménagements commerciaux pour un avionneur. Pour un avion AC pourvu de roues motorisées 5A à 5D, l'ensemble 23 permet des manoeuvres à faible vitesse (5 à 10km/h) en vue de la relocalisation ou de la maintenance avec un seul opérateur au sol, et sans opérateur ou pilote dans l'avion AC. Par ailleurs, dans un mode de réalisation préféré, ledit dispositif de pilotage 2 comprend, de plus, comme représenté notamment sur les figures 1 et 3 : - une unité de génération de puissance 24 qui est configurée pour générer une puissance ; et - des moyens de liaison 25 qui sont configurés pour transmettre la puissance générée par ladite unité de génération de puissance 24. Ces moyens de liaison 25 précisés ci-dessous, sont aptes à lier ladite unité de génération de puissance 24 auxdites roues motorisées 5A à 5D par exemple via ledit ensemble 18, comme représenté sur la figure 3, de manière à permettre d'alimenter lesdites roues motorisées 5A à 5D en puissance à distance de l'avion AC. Dans ce mode de réalisation préféré, l'unité de génération de puissance 24 qui est utilisée pour alimenter les roues motorisées 5A et 5D de l'avion AC lors du roulage, est donc externe à l'avion AC. Ainsi, aucune unité de puissance auxiliaire embarquée, de type « APU » (« Auxiliary Power Unit » en anglais) par exemple, ne doit être allumée pour alimenter les roues motorisées, ce qui permet de réduire les nuisances sonores et la consommation de carburant embarqué. Un opérateur unique est en mesure de mettre en oeuvre le système 1 équipé de l'unité 20 de commande à distance de l'avion AC et de l'unité de génération de puissance 24 apte à générer la puissance nécessaire au roulage de l'avion AC. Une puissance d'environ 10kW permet d'alimenter les moteurs 15A à 15D des roues motorisées 5A à 5D de l'avion AC pour assurer son déplacement à la vitesse de la marche humaine, ainsi que son freinage (précisé ci-dessous). En effet, contrairement à un tracteur usuel qui doit fournir l'adhérence et le couple nécessaires au déplacement de l'avion, la puissance et la masse du système 1 sont suffisamment faibles pour qu'il puisse être facilement opéré par un homme à pied. L'adhérence et le couple sont directement fournis par les moteurs dans les roues 5A à 5D de l'avion AC. L'avion AC n'a pas besoin d'être alimenté par une source d'énergie autre que celle fournie par le système 1. A titre d'illustration, pour un avion AC correspondant à un avion de ligne moyen-courrier, une puissance de l'ordre de 20kW permet de couvrir l'ensemble des besoins. Par ailleurs, en variante ou en complément de l'unité de génération de puissance 24, il est également possible d'utiliser pour alimenter les roues motorisées 5A à 5D une unité de génération de puissance auxiliaire 26 embarquée, que l'on installe spécifiquement à bord de l'avion AC ou qui est déjà présente sur l'avion AC, telle qu'une unité de puissance auxiliaire de type « APU », une pile à combustible ou des batteries par exemple. Cette variante de réalisation est représentée par des tirets sur la figure 3 pour une unité de génération de puissance auxiliaire 26 qui est liée par une liaison 27 de transmission de puissance à l'ensemble 18. Dans le cadre de la présente invention, les moyens de liaison 25 qui lient l'unité de génération de puissance 24 du système 1 à l'avion AC comprennent un élément physique 25A tel qu'un câble, notamment un câble électrique, qui peut être connecté à un élément de connexion coopérant 18B prévu sur l'avion AC (figure 3). Quant aux moyens de liaison 21 qui lient l'unité commande 20 du système 1 à l'avion AC, ils peuvent être réalisés de différentes manières. En particulier, lesdits moyens de liaison 21 comprennent : - dans un premier mode de réalisation représenté sur les figures 1 et 3, une liaison filaire 21A, notamment un câble électrique, permettant de transmettre un ordre de façon électrique. Cette liaison filaire 21A peut être connectée à un élément de connexion coopérant 18A prévu sur l'avion AC ; et - dans un second mode de réalisation représenté sur la figure 4, une liaison 21B de transmission de données (sans fil) par ondes électromagnétiques 0E. Pour ce faire, cette liaison 21B comprend un émetteur 28A configuré pour émettre des ondes électromagnétiques 0E, qui est agencé sur le système 1, et un récepteur 28B configuré pour recevoir des ondes électromagnétiques émises par l'émetteur 28A, qui est agencé à bord de l'avion AC. Par ailleurs, dans un mode de réalisation particulier représenté sur la figure 5, lesdits moyens de liaison 21 et 25 comprennent une seule et même liaison filaire 29, notamment un câble électrique, pour la transmission à la fois de la puissance et des ordres de commande. Lorsque l'unité commande 20 et l'unité de génération de puissance 24 comprennent de moyens de liaison séparés, ces unités 20 et 24 peuvent être dissociées, pour permettre par exemple plus de souplesse à l'opérateur. De plus, dans ce cas, ces unités 20 et 24 peuvent être agencées au même endroit ou à des endroits différents. Dans le cadre de la présente invention, les moteurs 15A à 15D des roues motorisées 5A à 5D sont de préférence des moteurs électriques. Toutefois, dans un mode de réalisation particulier, on applique la présente invention à des roues motorisées pourvues de moteurs hydrauliques usuels. Dans ce cas, le système 1 est configuré pour commander des pompes de pressurisation d'un circuit hydraulique relié auxdits moteurs hydrauliques. Le dispositif de pilotage 2 peut présenter une dimension réduite, puisqu'il n'a à soutenir que son propre poids, et ceci à des vitesses réduites. En fonction des besoins et des distances à parcourir, il peut être monté sur différents supports mobiles. Dans une première variante de réalisation, notamment pour des applications nécessitant une puissance réduite, le système de pilotage 1 comporte un chariot mobile 30 sur lequel est monté ledit dispositif de pilotage 2, comme représenté schématiquement sur la figure 6. Ce chariot mobile 30 peut comporter un cadre 31, par exemple métallique, sur lequel est fixé le dispositif de pilotage 2. Le cadre 31 est pourvu de roues 32, ainsi que de bras 33 permettant à un opérateur de le soulever en partie, pour le déplacer en le faisant rouler à l'aide des roues 32. Ce chariot 30 qui comprend, par exemple, un petit moteur diesel pour générer de la puissance, est facilement manipulable par un opérateur. De plus, l'unité de commande 20 (non représentée sur la figure 6) est montée sur une partie accessible du chariot 30. En outre, dans une seconde variante de réalisation, destinée notamment à des applications nécessitant plus de puissance, le système de pilotage 1 comporte un véhicule 34 de type automobile pourvu d'un siège 35 et d'un volant de direction 36. Le dispositif de pilotage 2 est monté sur le véhicule 34, comme représenté sur la figure 7, ce qui permet à l'opérateur de le déplacer plus rapidement lorsqu'il n'est pas lié à un avion AC. L'unité de commande 20 est montée sur une partie accessible du véhicule 34, à proximité du volant de direction 36. L'unité de génération de puissance 24 est également installée sur le véhicule automobile 34 (de préférence de type électrique) qui fournit la puissance nécessaire et la commande de vitesse et de direction de l'avion AC. Cette seconde variante de réalisation permet un accroissement des performances opérationnelles, en assurant des relocalisations à grande vitesse (de l'ordre de 20km/h) sans intervention dans l'avion AC, pour par exemple changer rapidement de porte ou de terminal sur un aéroport ou bien pour aller d'un hangar à un autre. La puissance nécessaire pour déplacer le dispositif de pilotage 2 est alors plus importante, par exemple de l'ordre de 150cv, mais toujours bien inférieure au besoin de puissance d'un tracteur pour assurer une performance comparable, qui a en outre besoin d'assurer une adhérence suffisante (masse et roues surdimensionnées,...). Dans le cadre de la présente invention, on peut prévoir des solutions intermédiaires entre les première et seconde variantes de réalisation 3012 792 13 présentées ci-dessus, en adaptant notamment le moyen de déplacement à la vitesse de déplacement de l'avion et au confort d'utilisation de la mise en oeuvre, afin que l'opérateur puisse se concentrer sur la sécurité de l'opération. A titre d'exemple, le chariot mobile peut être physiquement accroché à un 5 train de l'avion pour que l'opérateur n'ait pas à le tracter. L'opérateur peut également disposer d'un moyen de locomotion personnel simple et de taille réduite tractant le chariot mobile, tel qu'un gyropode par exemple. Par ailleurs, l'unité de commande 20 permettant à un opérateur de générer des ordres de commande, comprend, comme représenté sur la figure 10 8 : - au moins un élément de commande 37 qui est configuré pour pouvoir être actionné par un opérateur afin de lui permettre d'entrer ou de saisir une valeur relative à une vitesse d'avancement et une valeur de rotation, par exemple une valeur angulaire ; et 15 - une unité de calcul 38 qui est configurée pour calculer, à partir de la valeur relative à la vitesse d'avancement et de la valeur de rotation, saisies à l'aide de l'élément de commande 37 (et reçues via une liaison 39), une valeur de vitesse de rotation de l'avion AC et pour calculer des ordres de commande représentatifs de ladite valeur de vitesse de rotation et correspondant à des 20 vitesses pour lesdites roues motorisées 5A à 5D. Ces ordres de commande sont, ensuite, transmis via les moyens de liaison 21 à l'ensemble 18 d'unités de motorisation 16A à 16D. Dans le cadre de la présente invention, la valeur relative à la vitesse d'avancement correspond : 25 - soit directement à une valeur de vitesse (d'avancement), qui est entrée par l'opérateur à l'aide de l'élément de commande 37 ; - soit à une valeur d'accélération ou de décélération. Dans ce cas, la vitesse d'avancement correspond à une vitesse fixée prédéterminée, qui peut être modifiée et ajustée en fonction du besoin par l'opérateur qui entre, pour ce 30 faire, une valeur d'accélération ou de décélération à l'aide de l'élément de commande 37. Dans un premier mode de réalisation, l'élément de commande 37 comprend deux éléments d'actionnement différents permettant à un opérateur d'entrer, respectivement, la valeur relative à la vitesse d'avancement (valeur de vitesse ou valeur d'accélération/décélération) et la valeur de rotation, par exemple deux télécommandes de modélisme, l'une commandant la relative à la vitesse d'avancement et l'autre commandant la valeur de rotation, ou bien un volant et un accélérateur associé (tel qu'une gâchette par exemple). Dans un second mode de réalisation, l'élément de commande 37 comprend un élément d'actionnement unique, par exemple une manette de type « joystick », permettant à un opérateur d'entrer, simultanément, la valeur relative à la vitesse d'avancement (valeur de vitesse ou valeur d'accélération/décélération) et la valeur de rotation. Lorsque l'avion AC doit rouler en ligne droite, symbolisée par exemple sur la figure 9 par un trait en tirets représentant la projection au sol du plan de symétrie longitudinal vertical L de l'avion AC, la valeur de rotation est nulle et la même vitesse est calculée et appliquée à toutes les roues motorisées 5A à 5D de l'avion AC. En revanche, lorsqu'un virage doit être suivi par l'avion AC, l'unité de calcul 38 est configurée pour calculer des vitesses différentes pour les roues motorisées 5A à 5D des trains d'atterrissage 3 et 4 de manière à générer une vitesse différentielle apte à faire rouler l'avion AC conformément aux valeurs saisies par l'opérateur. A titre d'illustration, comme représenté sur la figure 9, si le système de pilotage 1 impose une vitesse différente à chacune des roues motrices 5A à 5D des trains 3 et 4, et plus précisément des vitesses décroissantes respectivement pour les roues 5A, 5B, 5C et 5D, l'avion AC ne se déplace pas en ligne droite selon la direction définie à un instant donné par le plan de symétrie longitudinal vertical L de l'avion AC, mais il est soumis à un virage mis en évidence (en direction et sens) par une flèche F (c'est-à-dire qu'il tourne du côté vers lequel les roues présentent les vitesses les plus faibles). Plus précisément, le système 1 fait tourner les roues 5A à 5D à des vitesses différentes (et même éventuellement dans des sens opposés) suivant leur position par rapport au centre de rotation de l'avion AC. Pour ce faire, l'opérateur commande donc une vitesse d'avancement de l'avion AC et une valeur de rotation via l'unité de commande 20. Le besoin de vitesse de rotation est calculé par l'unité de calcul 38 et envoyé aux roues motorisées 5A à 5D via les moyens de liaison 21. La direction de l'avion AC est ainsi assurée par la gestion de la vitesse différentielle des trains d'atterrissage principaux 3 et 4, le train d'atterrissage avant 13 étant quant à lui libre en rotation. De façon usuelle, le train d'atterrissage avant 13 est, en général, 10 débloqué uniquement durant les phases de tractage. Le déblocage peut être réalisé de façon usuelle : - soit depuis le cockpit, par le pilote ; - soit depuis le sol, par un opérateur via l'engagement d'une vanne au niveau dudit train d'atterrissage avant 13. 15 On peut donc utiliser un mode de déblocage usuel lors de la mise en oeuvre de l'invention. Il n'est par conséquent pas nécessaire de prévoir un dispositif additionnel pour réaliser le déblocage du train avant 13. Par ailleurs, dans un mode de réalisation particulier représenté sur la figure 10, le dispositif de pilotage 2 comprend, de plus : 20 - une unité de commande de freinage 40 qui est configurée pour permettre à un opérateur de générer des ordres de freinage ; et - des moyens de liaison 41 qui sont configurés pour transmettre lesdits ordres de freinage générés par l'unité de commande de freinage 40. Ces moyens de liaison 41 sont aptes à lier ladite unité de commande de freinage 40 à un 25 système de freinage 42 usuel des roues (motorisées ou non) des trains d'atterrissage principaux 3 et 4 de l'avion AC de manière à permettre de commander le freinage desdites roues à distance de l'avion AC, via lesdits ordres de freinage. Les moyens de liaison 41, par exemple un câble électrique, sont connectés à cet effet à un élément de connexion 42A usuel du 30 système de freinage 42. Par ailleurs, dans un mode de réalisation particulier représenté sur la figure 11, les moyens de liaison 21, 25 et 41 du système 1 comprennent une seule et même liaison filaire 29, notamment un câble électrique, pour la transmission à la fois de la puissance, des ordres de commande de déplacement, et des ordres de freinage. Sur la figure 10, le système de freinage 42 (comprenant des freins usuels et des moyens d'actionnement usuels de ces freins) est représenté schématiquement, et l'action de freinage réalisée sur les roues 5A à 5D est indiquée de façon très schématique par des flèches 43A à 43D en traits mixtes. De façon usuelle, ce système de freinage 42 peut être réalisé de différentes manières. Ainsi, en particulier, si le système de freinage 42 des roues de l'avion AC est à activation électrique, les moyens de liaison 41 comprennent une liaison électrique vers les freins pour les activer. En outre, si le système de freinage 42 des roues de l'avion AC est de type hydraulique, les moyens de liaison 41 comprennent une liaison de commande de freinage reliée, de préférence, à un boîtier de contrôle du freinage et de la direction, de type BSCU («Braking Steering Control Unit» en anglais), qui commande de façon usuelle l'opération de valves électrohydrauliques du système de freinage 42. De plus, une connexion supplémentaire est nécessaire pour charger des accumulateurs du système de freinage 42. Cette connexion supplémentaire est une connexion hydraulique ou pneumatique directement depuis un générateur externe vers les accumulateurs hydrauliques. L'unité de commande de freinage 41 comprend dans ce cas, de plus, ce générateur externe spécifique, qui peut être couplé ou non à l'unité de génération de puissance 24. La prise de connexion (élément de connexion 42A) est réalisée, de préférence, sous les cases des trains d'atterrissage 3 et 4 de l'avion AC, à proximité de ces accumulateurs hydrauliques. Le système de freinage 42 commandé via l'unité de commande 40 du système de pilotage 1 est utilisé pour réaliser un freinage de l'avion AC, en particulier un freinage d'urgence, afin de réduire la vitesse de l'avion AC lors d'un roulage au sol. Dans un mode de réalisation particulier, ce système de freinage 42 commandé via l'unité de commande 40 du système de pilotage 1 peut également être utilisé pour réaliser un freinage différentiel, en mettant en oeuvre un freinage différent sur différentes roues afin de réaliser une mise en virage de l'avion AC. Dans ce cas, on commande, de préférence, uniquement le freinage d'une ou de plusieurs roues situées du côté (par rapport un plan de symétrie L de l'avion AC) vers lequel on veut que l'avion AC tourne. L'ensemble de pilotage 23 comprenant le système 1 et l'avion AC qui est équipé de roues motorisées 5A à 5D, permet donc notamment : - de faire rouler au sol l'avion AC de manière autonome sans utiliser ses 10 moteurs 9 et 10, en commandant les roues motorisées 5A à 5D ; - d'assurer une rotation de l'avion AC par génération d'une vitesse différentielle des roues motorisées 5A à 5D ; et - d'assurer un freinage en commandant un système de freinage usuel 42 de l'avion AC. 15 Le fonctionnement de l'ensemble de pilotage 23 comprenant le système de pilotage 1, est le suivant. Lorsqu'il veut commander le roulage au sol de l'avion AC : - un opérateur amène le système de pilotage 1 à proximité de l'avion AC, par exemple à l'aide du chariot 30 ou du véhicule automobile 34 en fonction du 20 mode réalisation utilisé ; - il établit les liaisons entre le système de pilotage 1 et l'avion AC, à savoir au moins la liaison pour l'unité de commande 21 et, si nécessaire et disponible, pour l'unité de génération de puissance 24 et l'unité de commande de freinage 40 ; et 25 - il commande la vitesse et la direction de roulage de l'avion AC (réalisé via les roues motorisées 5A à5 D) à l'aide de l'élément de commande 37 de l'unité de commande 10. Lors du déplacement de l'avion AC, l'opérateur suit l'avion AC en déplaçant en même temps le système de pilotage 1, jusqu'à la destination finale ; 30 - à destination, il enlève toutes les liaisons et connexions entre le système de pilotage 1 et l'avion AC, le système de pilotage 1 pouvant alors être utilisé pour commander un autre roulage au sol. Le système de pilotage 1 a été décrit ci-dessus à l'exemple d'un avion AC comprenant une pluralité de roues motorisées 5A, 5B, 5C, 5D faisant partie de trains d'atterrissage principaux 3 et 4 de l'avion AC, agencés de part et d'autre de son plan de symétrie longitudinal vertical L. Le système de pilotage 1 peut également être utilisé pour commander une seule roue motorisée. Par ailleurs, ledit système de pilotage 1 peut être utilisé pour commander une ou plusieurs roues motorisées du train d'atterrissage 13 avant de l'avion AC. Dans ce cas, on prévoit des moyens auxiliaires qui permettent à un opérateur de libérer la rotation des roues du ou des trains d'atterrissage principaux 3 et 4, en déverrouillant si nécessaire le frein de parking. Par ailleurs, l'invention peut être mise en oeuvre avec un nombre impair de roues motorisées, qui ne sont donc pas réparties symétriquement de part et d'autre du plan de symétrie longitudinal vertical L. Bien entendu, tant que ce nombre impair de roues motorisées est différent de un (par exemple trois roues motorisées), il est possible d'agencer des roues motorisées de part et d'autre dudit plan de symétrie L de manière à permettre de générer une vitesse différentielle apte à commander la direction de l'avion, en appliquant des vitesses appropriées aux différentes roues motorisées utilisées. Toutefois, il est également envisageable que les roues motorisées réalisent uniquement l'avancement de l'avion, notamment lorsque l'ensemble de pilotage comporte uniquement une seule roue motorisée. Dans ce cas, le dispositif de pilotage est apte à être relié à une unité de commande de la direction de l'avion pour commander la direction au sol de l'avion, en plus de l'avancement généré par la ou les roues motorisées. REVENDICATIONS1. Système de pilotage au sol d'un avion (AC) pourvu d'au moins une roue motorisée (5A à 5D) munie d'un module de motorisation (14A à 14D), 5 ladite roue motorisée (5A à 5D) faisant partie d'au moins un train d'atterrissage (3, 4) de l'avion (AC), caractérisé en ce qu'il comporte un dispositif de pilotage (2) comprenant : - une unité de commande (20) configurée pour permettre à un opérateur de générer des ordres de commande de déplacement ; et 10 - des premiers moyens de liaison (21) configurés pour transmettre lesdits ordres de commande de déplacement et aptes à lier ladite unité de commande (20) audit module de motorisation (14A à 14D) de manière à permettre de commander ledit module de motorisation (14A à 14D) à distance de l'avion (AC). 15 2. Système selon la revendication 1, caractérisé en ce que le dispositif de pilotage (2) comprend, de plus : - une unité de génération de puissance (24) configurée pour générer une puissance ; et - des deuxièmes moyens de liaison (25) configurés pour transmettre la 20 puissance générée par ladite unité de génération de puissance (24) et aptes à lier ladite unité de génération de puissance (24) à ladite roue motorisée (5A à 5D) de manière à permettre d'alimenter ladite roue motorisée (5A à 5D) en puissance à distance de l'avion (AC). 3. Système selon l'une des revendications 1 et 2, 25 caractérisé en ce que lesdits premiers moyens de liaison (21) comprennent au moins une liaison filaire (21A). 4. Système selon l'une des revendications 2 et 3, caractérisé en ce que lesdits premiers et deuxièmes moyens de liaison (21, 25) comprennent au moins une même liaison filaire (29). 30 5. Système selon l'une des revendications 1 et 2,caractérisé en ce que lesdits premiers moyens de liaison (21) comprennent au moins une liaison (21B) de transmission de données par ondes électromagnétiques (0E). 6. Système selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que le dispositif de pilotage (2) comprend, de plus : - une unité de commande de freinage (40) configurée pour permettre à un opérateur de générer des ordres de freinage ; et - des troisièmes moyens de liaison (41) configurés pour transmettre lesdits ordres de freinage, générés à l'aide de ladite unité de commande de freinage (40), et aptes à lier ladite unité de commande de freinage (40) à un système de freinage (42) de roues (5A à 5D) d'au moins un train d'atterrissage (3, 4) de l'avion (AC) de manière à permettre de commander le freinage desdites roues (5A à 5D) à distance de l'avion (AC), via lesdits ordres de freinage. 7. Système selon l'une quelconque des revendications 1 à 6, caractérisé en ce qu'il comporte, de plus, un chariot mobile (30) sur lequel est monté ledit dispositif de pilotage (2). 8. Système selon l'une quelconque des revendications 1 à 6, caractérisé en ce qu'il comporte, de plus, un véhicule automobile (34) sur lequel est monté ledit dispositif de pilotage (2). 9. Système selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que l'unité de commande (20) comprend : - au moins un élément de commande (37) configuré pour permettre à un opérateur d'entrer une valeur relative à une vitesse d'avancement et une valeur de rotation ; et - une unité de calcul (38) configurée pour calculer, à partir de la valeur relative à la vitesse d'avancement et de la valeur de rotation, entrées à l'aide de l'élément de commande (37), une valeur de vitesse de rotation de l'avion (AC) et pour calculer des ordres de commande de déplacement représentatifs de ladite valeur de vitesse de rotation. 10. Système selon la revendication 9, caractérisé en ce que ledit élément de commande (37) comprend au moins l'un des ensembles suivants : 3012 792 21 - deux éléments d'actionnement différents permettant à un opérateur d'entrer, respectivement, la valeur relative à la vitesse d'avancement et la valeur de rotation ; et - un élément d'actionnement unique permettant à un opérateur d'entrer, à la 5 fois, la valeur relative à la vitesse d'avancement et la valeur de rotation. 11. Système selon l'une des revendications 9 et 10, pour le pilotage au sol d'un avion (AC) pourvu d'une pluralité de roues motorisées (5A à 5D) faisant partie d'au moins un train d'atterrissage (3, 4), caractérisé en ce que ladite unité de calcul (38) est configurée pour calculer 10 des vitesses individuelles différentes pour les roues motorisées (5A à 5D) du train d'atterrissage (3, 4) de l'avion (AC) de manière à générer une vitesse différentielle dans le train d'atterrissage (3, 4) apte à faire rouler l'avion (AC) conformément à ladite valeur de vitesse de rotation. 12. Ensemble de pilotage au sol d'un avion, ledit ensemble (23) 15 comprenant un avion (AC) pourvu d'au moins une roue motorisée (5A à 5D) munie d'un module de motorisation (14A à 14D), ladite roue motorisée (5A à 5D) faisant partie d'au moins un train d'atterrissage (3, 4) de l'avion (AC), caractérisé en ce qu'il comporte de plus : - un système (1) tel que celui spécifié sous l'une quelconque des 20 revendications 1 à 11 ; et - des moyens (18A, 18B, 28B, 42A) embarqués sur l'avion (AC) et permettant de relier à l'avion (AC) au moins des moyens de liaison (21, 25, 41) dudit système (1). 13. Ensemble de pilotage selon la revendication 12, 25 caractérisé en ce que l'avion (AC) comprend les éléments embarqués suivants : - une unité de génération de puissance auxiliaire (26), configurée pour générer une puissance ; et - des moyens de liaison auxiliaires (27) configurés pour transmettre la 30 puissance générée par ladite unité de génération de puissance auxiliaire (26) et aptes à lier ladite unité de génération de puissance auxiliaire (26) à la rouemotorisée (5A à 5D) de manière à permettre d'alimenter ladite roue motorisée (5A à 5D) en puissance. 14. Ensemble de pilotage selon l'une des revendications 12 et 13, caractérisé en ce que la roue motorisée (5A à 5D) est pourvue d'un moteur électrique (15A à 15D). 15. Ensemble de pilotage selon l'une des revendications 12 et 13, caractérisé en ce que la roue motorisée est pourvue d'un moteur hydraulique.