Brevet FR3033316A1 — publié le 20160909

Procédé et dispositif de détermination et d'optimisation de paramètres caractéristiques du fonctionnement d'un aéronef à voilure tournante. La présente invention est du domaine de l'aide au pilotage des véhicules, et des aéronefs à voilures tournantes en particulier. La présente invention concerne un procédé et un dispositif de détermination et d'optimisation de paramètres caractéristiques du fonctionnement d'un véhicule et notamment d'un aéronef à voilure tournante. Le fonctionnement d'un véhicule s'effectue généralement sous la surveillance de plusieurs paramètres caractéristiques par l'intermédiaire de plusieurs instruments situés sur une planche de bord du véhicule. Ces paramètres caractéristiques sont représentatifs du fonctionnement courant du véhicule et en particulier de son moteur ou bien de son installation motrice. Pour des raisons physiques, il existe de nombreuses limitations sur ces paramètres caractéristiques qui doivent être prises en compte à chaque instant du fonctionnement du véhicule. Ces différentes limitations peuvent dépendre des conditions extérieures ainsi que du mode de fonctionnement du véhicule. Par exemple, pour un véhicule automobile, ces paramètres caractéristiques peuvent être la vitesse de rotation de son moteur, la température de l'eau de refroidissement de ce moteur ou bien la température de l'huile lubrifiant ce moteur. Selon un autre exemple, le véhicule peut être un aéronef à voilure tournante comportant une installation motrice munie de deux turbomoteurs et d'une boîte de transmission principale de puissance, l'installation motrice entraînant en rotation au moins un 3033316 2 rotor principal et éventuellement un rotor anticouple, tel un rotor arrière. Dans ce cas, ces paramètres caractéristiques peuvent être, entre autres, la vitesse de rotation Ng du générateur de gaz de chaque turbomoteur, la température T4 d'éjection des gaz à 5 l'entrée de la turbine libre de chaque turbomoteur et le couple moteur Cm de chaque turbomoteur. Ainsi, le pilote d'un véhicule doit surveiller, au cours du fonctionnement de ce véhicule et en permanence, les valeurs courantes de ces paramètres caractéristiques sur plusieurs 10 instruments situés sur la planche de bord du véhicule et comparer les valeurs courantes de ces paramètres caractéristiques avec leurs limitations respectives. Dans le cas d'un aéronef à voilure tournante comportant une installation motrice munie de deux turbomoteurs, le pilote doit 15 surveiller, au cours du fonctionnement de l'aéronef et en permanence, au moins trois instruments par turbomoteur, soit au moins six instruments. Ce pilote est alors sensé détecter, pour chaque turbomoteur une incohérence entre les valeurs courantes de ces paramètres caractéristiques et leurs limitations respectives 20 sur ces au moins six instruments. Ceci nécessite une attention particulière du pilote, qui doit par ailleurs être également concentré sur le vol proprement dit de l'aéronef. De plus, ces limitations sont généralement différentes selon la phase de vol de l'aéronef et/ou les conditions extérieures telles 25 que l'altitude par exemple. En effet, selon chaque phase de vol et/ou les conditions extérieures ainsi que selon le mode de fonctionnement de l'installation motrice, la puissance maximale que peut fournir l'installation motrice est différente et sa durée de disponibilité peut également être limitée. 3033316 3 Par exemple, pour la phase de décollage de l'aéronef, une puissance maximale au décollage PMD est utilisable pendant une durée limitée de l'ordre de cinq à dix minutes, correspondant à un niveau de couple pour la boîte de transmission principale de 5 puissance et un échauffement de chaque turbomoteur admissibles sans dégradation notable de l'installation motrice. De même, après la phase de décollage, une puissance maximale en continu PMC est utilisable de façon continue, sans limitation de durée. En outre, il existe également des régimes de surpuissance en 10 urgence utilisés sur une installation motrice munie d'au moins deux turbomoteurs lorsque l'un des turbomoteurs est en panne. Le ou les turbomoteurs valides peuvent alors fournir des puissances d'urgence pendant des durées limitées, ces puissances d'urgence étant supérieures à la puissance maximale en continu PMC afin de 15 compenser cette panne. Cependant, l'utilisation de ces puissances d'urgence nécessitent ensuite généralement des opérations de maintenance spécifiques. Par suite, les limitations des différents paramètres caractéristiques du fonctionnement de l'aéronef peuvent être 20 différentes notamment selon la puissance disponible au niveau de chaque turbomoteur. Aujourd'hui, certaines aides apportées au pilote permettent de limiter les paramètres que doit surveiller le pilote. On connaît notamment les documents FR2749545 et 25 FR2756256 qui décrivent un Instrument de Première Limitation souvent désignée par l'acronyme « IPL ». Cet Instrument de Première Limitation identifie, parmi différents paramètres caractéristiques, le paramètre caractéristique critique comme étant celui qui est le plus proche de sa valeur limite. La valeur courante de ce paramètre caractéristique critique et sa valeur limite sont 3033316 4 alors regroupées sur un affichage unique, respectivement pour chaque turbomoteur le cas échéant, permettant de limiter le nombre d'instruments nécessaires pour surveiller le fonctionnement de l'aéronef afin de simplifier la tâche du pilote. 5 Ces IPL permettent ainsi d'afficher par l'intermédiaire de la valeur courante du paramètre caractéristique critique et de sa valeur limite une marge de puissance dont dispose l'aéronef ou bien chaque turbomoteur. Par exemple, la valeur courante du paramètre caractéristique 10 critique et sa valeur limite peuvent être affichées selon une échelle graduée en couple moteur pour chaque turbomoteur caractérisant ainsi la marge de puissance disponible de chaque turbomoteur de l'aéronef, comme décrit dans le document FR2749545. La valeur courante du paramètre caractéristique critique et sa 15 valeur limite peuvent également être affichées selon une échelle graduée en pas collectif, le pas collectif indiquant l'incidence des pales du rotor principal de l'aéronef par rapport au vent incident induite par la commande de pas collectif de ces pales, caractérisant ainsi la marge de puissance disponible de l'aéronef 20 dans son ensemble, comme décrit dans le document FR2756256. Toutefois, les limitations utilisées par les instruments de la planche de bord et cet IPL en particulier ne représentent pas les limitations réelles de chaque turbomoteur, mais des limitations prédéterminées correspondant par exemple à une puissance 25 minimum garantie d'un turbomoteur sur sa durée de sa vie. En effet, le motoriste établit, par calculs ou bien par essais, les courbes de puissance disponible d'un turbomoteur en fonction notamment de l'altitude de l'aéronef et de la température extérieure, et cela pour chacun des régimes de puissance 30 utilisables par chaque turbomoteur. De plus, le motoriste détermine 3033316 5 ces courbes de puissance disponible selon différents niveau de vieillissement de chaque turbomoteur entre un turbomoteur neuf et un turbomoteur arrivé à la fin de sa durée de vie. Par suite, une puissance minimum garantie sur l'ensemble de 5 la durée de vie d'un turbomoteur est définie. La valeur de cette puissance minimum garantie est variable notamment en fonction notamment de l'altitude de l'aéronef et de la température extérieure, et correspond à la puissance fournie par un turbomoteur vieilli à savoir un turbomoteur ayant atteint sa durée 10 de vie maximale. Ainsi, tout turbomoteur en fonctionnement normal, c'est-à-dire ne subissant aucune panne, peut toujours délivrer une puissance supérieure et au minimum égale à cette puissance minimum garantie sur l'ensemble de sa durée de vie. De la sorte, les instruments de la planche de bord et l'IPL en 15 particulier qui utilisent des limitations correspondant à cette puissance minimum garantie sont favorables en termes de sécurité, le pilote disposant toujours d'une puissance réellement disponible au niveau de chaque turbomoteur qui est généralement supérieure et au minimum égale à la puissance maximum indiquée par les 20 instruments de la planche de bord ou par l'IPL. A contrario, l'utilisation de chaque turbomoteur n'est pas optimisée, la puissance utilisée étant la puissance minimum garantie et non la puissance maximum réellement disponible. De fait, chaque turbomoteur est sous utilisé. L'utilisation de limitations 25 correspondant à la puissance maximum réellement disponible permettrait d'améliorer les performances de l'aéronef telles que la masse totale transportée ou la distance franchissable par exemple. De plus, les instruments de la planche de bord d'un véhicule ainsi que l'IPL pour les aéronefs indiquent les valeurs courantes et 30 les limites des paramètres caractéristiques. De fait, lorsqu'un 3033316 6 pilote envisage de réaliser une manoeuvre, il doit se fier à son expérience et à la différence qu'il constate entre ces valeurs courantes et leurs limites afin d'estimer s'il dispose d'une marge suffisante sur les paramètres caractéristiques pour réaliser cette 5 manoeuvre. Ensuite, le pilote aura la confirmation seulement au cours de cette manoeuvre qu'aucun paramètre caractéristique ne dépasse sa limite et qu'il peut donc réaliser cette manoeuvre en toute sécurité. Dans le cas contraire et suivant la manoeuvre réalisée, le 10 pilote peut arrêter cette manoeuvre pour revenir à une phase de vol sûre, chaque paramètre caractéristique restant alors en dessous de sa limite. C'est typiquement le cas lorsque le pilote d'un aéronef engage une descente et qu'il peut utiliser l'inertie de l'aéronef et/ou la puissance totale disponible au niveau de l'installation 15 motrice pour réaliser une manoeuvre d'évitement d'un obstacle. Cependant, pour certaines manoeuvres, un retour en arrière est impossible une fois la manoeuvre engagée et un accident peut se produire alors, par exemple lors d'un atterrissage et de la transition hors effet de sol et avec effet de sol. 20 Cette mauvaise estimation du pilote de la marge disponible, notamment en termes de puissance, est à l'origine de nombreux accidents d'aéronefs à voilures tournantes et en particulier lors des phases d'atterrissage, de vols stationnaires en particulier à proximité du sol et de décollage en mode vertical pur. 25 La présente invention a alors pour objet de proposer un procédé et un dispositif permettant de s'affranchir des limitations mentionnées ci-dessus, en permettant notamment au pilote de visualiser simultanément les valeurs courantes et les limites réelles d'au moins un paramètre caractéristique du fonctionnement de ce 3033316 7 véhicule, ainsi que la valeur de chaque paramètre caractéristique nécessaire à la réalisation d'une manoeuvre prédéterminée. Un objet selon la présence invention est un procédé de détermination de paramètres caractéristiques d'un véhicule, le 5 véhicule comportant une installation motrice munie d'au moins un moteur et d'un moyen de transmission mécanique de puissance, des moyens de commande des déplacements du véhicule, une pluralité de capteurs, au moins un moyen de calcul, au moins une mémoire et au moins un moyen de visualisation. 10 Le véhicule est par exemple un aéronef à voilure tournante comportant un rotor principal muni de pales principales, un rotor anticouple muni de pales secondaires et une installation motrice. Le moyen de transmission mécanique de puissance est une boîte de transmission principale de puissance entraînant en rotation le 15 rotor principal et le rotor anticouple par l'intermédiaire d'au moins un moteur qui peut être un turbomoteur. Les moyens de commande sont des moyens de commande de la variation du pas collectif et du pas cyclique des pales principales du rotor principal ainsi que du pas collectif des pales secondaires du rotor anticouple. 20 Au cours de ce procédé de détermination de paramètres caractéristiques d'un véhicule, - on mesure différentes informations relatives à l'environnement du véhicule, et/ou à l'état et au fonctionnement du véhicule et/ou à l'état et au fonctionnement de l'installation motrice 25 et/ou à l'état des moyens de commande, et/ou à la position et aux déplacements du véhicule par rapport à son environnement, -on détermine au moins une première valeur P,Iim égale à une valeur limite qu'un paramètre P ne doit pas dépasser, e étant 30 un paramètre caractéristique relatif à l'état ou au 3033316 8 fonctionnement du véhicule, ou à l'état ou au fonctionnement de l'installation motrice, ou à l'état des moyens de commande, ou à la position ou aux déplacements du véhicule par rapport à son environnement, 5 - on détermine au moins une seconde valeur PLX à laquelle le paramètre P1 doit être égal afin que le véhicule puisse effectuer une manoeuvre X prédéterminée, et - on affiche simultanément sur une même représentation de type graphique chaque première valeur et chaque seconde 10 valeur PLX afin de mettre clairement en évidence la position relative d'une première valeur Pi lim vis-à-vis de chaque seconde valeur Pi_Xpour chaque paramètre P1. Le paramètre P1 peut être un paramètre caractéristique relatif à l'état ou au fonctionnement de l'installation motrice tel qu'une 15 puissance totale ou bien un couple total fourni par l'installation motrice ou bien un couple en sortie du moyen de transmission mécanique. Le paramètre Pi peut également être un paramètre relatif à l'état ou au fonctionnement d'un moteur de l'installation motrice, tel qu'une puissance ou bien un couple fourni par ce 20 moteur, une température à l'intérieur de ce moteur ou bien une vitesse de rotation d'un élément de ce moteur tel un arbre de transmission. Le paramètre Pi peut également être un paramètre relatif à la position ou aux déplacements du véhicule par rapport à son 25 environnement, par exemple une vitesse du véhicule par rapport à l'air ou bien une vitesse du véhicule par rapport au sol, ou encore une hauteur du véhicule par rapport à une référence telle que le sol. Lorsque le véhicule est un aéronef à voilure tournante, le 30 paramètre P peut aussi être, entre autres, un couple du rotor 3033316 9 principal ou bien un couple du rotor anticouple, une position de gouverne de l'aéronef ou bien une valeur de pas collectif ou cyclique des pales principales du rotor principal ou des pales secondaires du rotor anticouple, une position des commandes de 5 pas collectif ou de pas cyclique des pales principales du rotor principal ou bien une position de la commande de pas collectif des pales secondaires du rotor anticouple. Le paramètre Pi peut également être une combinaison logique ou arithmétique d'au moins deux caractéristiques précédemment 10 citées. De la sorte, chaque paramètre Pi permet de caractériser le fonctionnement ou bien l'état du véhicule et/ou de son installation motrice ou encore une position ou une vitesse du véhicule. Avantageusement, chaque première valeur PL/im est égale à 15 une valeur limite actuelle du paramètre Pi et non à une limite prédéfinie. Chaque première valeur Pi lim est déterminée à partir d'une ou plusieurs des différentes informations mesurées. Cette première valeur Pi lim prend ainsi en compte les caractéristiques courantes du véhicule, de son installation motrice et de son 20 environnement. Cette première valeur peut également prendre en compte un état de vieillissement du véhicule et/ou de son installation motrice. Chaque première valeur Pi lim peut être déterminée en utilisant des courbes de fonctionnement du véhicule, et plus particulièrement des courbes de performances du véhicule, 25 corrélées avec les courbes de puissance des moteurs de ce véhicule. Avantageusement, les courbes de performances du véhicule sont définies en prenant en compte l'implantation de chaque moteur dans le véhicule. 3033316 10 Chaque seconde valeur PLX est égale quant à elle à une valeur que le paramètre P, doit prendre afin que le véhicule puisse effectuer une manoeuvre X prédéterminée. Chaque seconde valeur PLX peut être déterminée à partir d'une ou plusieurs des différentes 5 informations mesurées et des caractéristiques nécessaires à la réalisation de cette manoeuvre X prédéterminée. Ainsi, la différence entre la première valeur Pi lim et la seconde valeur PLX est visible sur la représentation de type graphique. Le pilote du véhicule visualise directement s'il dispose 10 d'une marge sur le paramètre Pi pour réaliser cette manoeuvre X prédéterminée vis-à-vis de la première valeur Pi lim. Les secondes valeurs P; _X auxquelles le paramètre P1 doit être égal afin que le véhicule puisse effectuer la manoeuvre X prédéterminée peuvent former une plage de valeurs de ce 15 paramètre Pi. Cette plage est ainsi constituée de secondes valeurs PLX acceptables pour que le véhicule puisse réaliser la manoeuvre X avec des marges de sécurité. Ces marges de sécurité permettent par exemple de prendre en compte des approximations dans la mesure des différentes informations, des caractéristiques 20 nécessaires à la réalisation de cette manoeuvre X prédéterminée ou bien dans la connaissance de la masse du véhicule. De plus, au cours de ce procédé de détermination de paramètres caractéristiques d'un véhicule, on peut déterminer une troisième valeur P, inst égale à une valeur instantanée de chaque 25 paramètre P' puis afficher sur la représentation de type graphique chaque troisième valeur P,_inst. Ainsi, le pilote du véhicule visualise directement d'une part une différence entre la troisième valeur P,_inst et la première valeur P,_fim et d'autre part la marge dont dispose le pilote entre la 3033316 11 troisième valeur PLinst et la seconde valeur PLX nécessaire pour réaliser la manoeuvre X prédéterminée. Par ailleurs, la représentation de type graphique peut prendre plusieurs formes. Par exemple, la représentation de type graphique 5 peut être un cadran de forme sensiblement circulaire. Une aiguille indique la troisième valeur P,_inst et des repères à l'extérieur du cadran indiquent la première valeur et la seconde valeur PLX. La première valeur peut également être représentée par une zone de couleur variable, passant par exemple du vert à l'orange 10 puis au rouge, sur ce cadran. La représentation de type graphique peut également être selon une échelle verticale, les première, seconde et troisième valeurs P, lim,PLX,P,_inst étant représentées par des repères horizontaux mobiles ou bien des bandes déroulantes de couleurs 15 variables. On peut afficher chaque seconde valeur P; _X et chaque troisième valeur PLinst le cas échéant sur le moyen de visualisation du véhicule selon un pourcentage de la première valeur P,_Hm correspondant au paramètre P,, cette première valeur 20 P; Hm correspondant alors à une indication 100% sur le moyen de visualisation du véhicule. Ce type d'affichage permet de faire abstraction des valeurs numériques des première, seconde et troisième valeurs P; lim,PLX,P,_inst. Ainsi, le pilote du véhicule peut vérifier facilement la cohérence de chaque seconde valeur P; _X et 25 chaque troisième valeur P, inst vis-à-vis de la première valeur Cependant, les premières valeurs P, Hm, les secondes valeurs PLX et les troisièmes valeurs Pi inst peuvent être affichées selon un pourcentage d'une valeur de référence de ce paramètre 30 P' cette valeur de référence de ce paramètre P, correspondant 3033316 12 alors à une indication 100% sur le moyen de visualisation du véhicule. Par exemple, le paramètre Pi, étant le couple en sortie du moyen de transmission mécanique du véhicule, la valeur de référence du paramètre P, peut être le couple limite admissible par 5 ce moyen de transmission mécanique du véhicule en fonctionnement continu. De même, le paramètre Pi étant la vitesse de rotation Ng du générateur de gaz d'un turbomoteur du véhicule, la valeur de référence du paramètre Pi peut être la vitesse de rotation maximum 10 admissible par ce générateur de gaz en fonctionnement continu. De plus, lorsque le véhicule est un aéronef à voilure tournante comportant un rotor principal muni de pales principales, un moyen de commande étant un moyen de commande de la variation du pas collectif des pales principales, on affiche sur le 15 moyen de visualisation de l'aéronef les valeurs de pas collectif des pales principales correspondant respectivement à chaque première valeur Pi lim, à chaque seconde valeur Pi_Xet à chaque troisième valeur P,_inst le cas échéant. Le réglage du pas collectif des pales principales étant un des éléments essentiels du pilotage d'un 20 aéronef à voilure tournante sur lequel le pilote agit directement et en permanence, le pilote peut ainsi visualiser directement l'interaction entre les différentes valeurs liées au paramètre Pi et ces valeurs du pas collectif des pales principales du rotor principal. La correspondance entre les valeurs de pas collectifs et les 25 valeurs P,_lim,P,_X,P; inst peut être effectuée par l'intermédiaire de la puissance au niveau du rotor principal de l'aéronef. Par ailleurs, afin de limiter le nombre d'informations fournies au pilote du véhicule, on peut afficher des informations concernant un nombre réduit de paramètres P,, ces paramètres P, étant les plus 30 critiques. Par exemple, on affiche chaque première valeur P,_lim, 3033316 13 chaque seconde valeur PLXet chaque troisième valeur P, inst pour le paramètre P1 parmi au moins deux paramètres Pi,Pj pour lequel une différence entre la première valeur Pi et la troisième valeur P,_inst associées respectivement à chaque paramètre Pi,P; est la 5 plus faible. On peut par exemple afficher chaque première valeur P;_/im, chaque seconde valeur Pz_Xet chaque troisième valeur Pi inst le cas échéant sur un instrument de première limitation de l'aéronef, que cet affichage soit en pourcentage de la première valeur Pi ou 10 bien selon les valeurs de pas collectif des pales principales du rotor principal. Un des critères déterminant dans le fonctionnement d'un véhicule est la puissance totale disponible au niveau de son installation motrice pour le fonctionnement du véhicule et son 15 déplacement en particulier. Ainsi, afin de surveiller cette puissance totale de l'installation motrice, le paramètre P1 peut être cette puissance totale fournie par l'installation motrice du véhicule. Le paramètre Pi peut également être la puissance fournie par chaque moteur de cette installation motrice permettant de surveiller plus 20 précisément la répartition de puissance entre les moteurs de l'installation motrice. Entre outre, la puissance totale fournie par l'installation motrice ou bien la puissance fournie par un moteur de cette installation motrice est fonction de différents paramètres de cette 25 installation motrice et/ou de chaque moteur de cette installation motrice. Par exemple, la puissance totale instantanée Winst fournie par une installation motrice est sensiblement égale à la puissance instantanée fournie par un moteur, lorsque cette installation 30 motrice ne comporte qu'un seul moteur. Cette puissance totale 3033316 14 instantanée Winst est par exemple définie selon la formule Winst = Cm- Nnt, Nm étant une vitesse instantanée de rotation de l'arbre de transmission du moteur et Cm étant le couple moteur fourni par ce moteur sur cet arbre de transmission. 5 La puissance totale instantanée Winst fournie par l'installation motrice lorsqu'elle comporte plusieurs moteurs est sensiblement égale à la somme des puissances instantanées fournies respectivement par chaque moteur de l'installation motrice telle que Winst = En [Cm. Mn] n- Généralement, une installation motrice 10 comporte des moteurs identiques et la puissance totale fournie par l'installation motrice est fournie de manière sensiblement égale par chaque moteur. En outre, lorsque le véhicule est un aéronef à voilure tournante munie d'un rotor principal et d'un rotor anticouple, la 15 puissance totale fournie par l'installation motrice de l'aéronef est répartie d'une part en une puissance de vol de l'aéronef pour le vol proprement dit de l'aéronef et d'autre part en une puissance accessoire pour alimenter des équipements de l'aéronef. Cette puissance accessoire est utilisée par exemple pour 20 alimenter la climatisation de la cabine de l'aéronef, les équipements électriques de l'aéronef tels que l'avionique ou encore les équipements hydrauliques de l'aéronef. Cette puissance accessoire, composée principalement d'une puissance électrique et d'une puissance hydraulique, peut être déterminée de façon 25 connue. La puissance de vol de l'aéronef est quant à elle répartie entre le rotor principal et le rotor anticouple afin d'assurer la sustentation et les déplacements de l'aéronef. Cette puissance de vol de l'aéronef est donc la somme de la puissance fournie au 3033316 15 niveau du rotor principal et de la puissance fournie au niveau rotor anticouple. La puissance au niveau du rotor principal peut être définie de façon connue selon la formule WRp = CR. NR, NR étant une vitesse 5 instantanée de rotation du rotor principal de l'aéronef et CR étant le couple rotor au niveau du mât d'entrainement en rotation du rotor principal. La puissance instantanée au niveau du rotor anticouple peut également être déterminée de façon connue, cette puissance 10 instantanée au niveau du rotor anticouple étant utilisée essentiellement pour s'opposer à un couple dû à la réaction du rotor principal de l'aéronef au couple moteur utilisé pour mettre en rotation ce rotor principal. Par exemple, cette puissance instantanée au niveau du rotor anticouple peut être déterminée 15 selon la vitesse d'avancement de l'aéronef : lorsque cette vitesse d'avancement de l'aéronef est nulle, le rotor anticouple s'oppose seul à ce couple, alors que lorsque cette vitesse d'avancement de l'aéronef est non nulle, un effort aérodynamique transversal, proportionnel au carré de cette vitesse d'avancement, est 20 généralement généré par un empennage sensiblement vertical situé à proximité du rotor arrière, permettant de réduire cette puissance instantanée au niveau du rotor anticouple. En outre, lorsque chaque moteur de l'installation motrice est un turbomoteur comportant un générateur de gaz et une turbine 25 libre, la puissance fournie par chaque turbomoteur est fonction du couple en sortie de ce turbomoteur, d'une températù re interne T4 des gaz à l'entrée de la turbine libre de ce turbomoteur et de la vitesse de rotation Ng du générateur de gaz de ce turbomoteur. La puissance instantanée Wminst fournie par chaque moteur peut alors 3033316 16 définie telle que Wminst = Cm.Ng, Cm étant le couple moteur relatif au générateur de gaz. En conséquence, le paramètre Pi peut être, lorsque le véhicule est un aéronef à voilure tournante, le couple rotor CR au 5 niveau du mât d'entrainement du rotor principal ou bien le couple moteur Cm fourni par un moteur de l'installation motrice ainsi que, lorsque ce moteur est un turbomoteur, la température interne T4 des gaz à l'entrée de la turbine libre d'un turbomoteur ou encore la vitesse de rotation Ng du générateur de gaz d'un turbomoteur. Les 10 valeurs de ce paramètre Pi peuvent alors être déterminées par exemple à partir de la puissance fournie par chaque moteur de l'installation motrice ou bien de la puissance de vol de l'aéronef. Ainsi, afin de surveiller ce paramètre Pi selon une variante du procédé de détermination de paramètres caractéristiques du 15 fonctionnement d'un véhicule, on détermine une marge de puissance disponible de chaque moteur de l'installation motrice du véhicule vis-à-vis d'une puissance minimale garantie, cette marge de puissance disponible caractérisant un état de vieillissement de chaque 20 moteur de l'installation motrice, - on détermine une puissance instantanée Wminst fournie par chaque moteur de l'installation motrice, - on détermine une puissance maximum disponible au niveau de chaque moteur de l'installation motrice en prenant en compte 25 la marge de puissance disponible, - on détermine au moins une puissance caractéristique de chaque moteur de l'installation motrice correspondant à la réalisation d'une manoeuvre X prédéterminée du véhicule, on détermine au moins une première valeur Pjim 30 correspondant à la puissance maximum disponible pour chaque moteur, 3033316 17 - on détermine au moins une seconde valeur Pi_Xcorrespondant à la puissance caractéristique de chaque moteur pour la réalisation d'une manoeuvre X prédéterminée du véhicule, - on détermine au moins une troisième valeur P, inst 5 correspondant à la puissance instantanée Wminst fournie par chaque moteur, et - on affiche simultanément sur une même représentation de type graphique chaque première valeur P, lim et chaque seconde valeur PLXet chaque troisième valeur P, inst. 10 La marge de puissance disponible de chaque moteur de l'installation motrice du véhicule est par exemple déterminée lors d'un contrôle de « santé moteur », également désigné par l'acronyme EPC pour la désignation en langue anglaise « Engine Power Check ». Un tel contrôle de santé moteur est généralement 15 préconisé par le fabricant du moteur et doit être réalisé régulièrement, notamment lorsque le moteur est un turbomoteur. Un contrôle de santé moteur permet de vérifier l'état de fonctionnement d'un moteur et de déterminer le niveau de détérioration et/ou de vieillissement de ce moteur. Un contrôle de 20 santé moteur permet ainsi de vérifier périodiquement les performances maximales et réelles du moteur par rapport aux performances minimum garanties. Le contrôle de santé moteur est ainsi effectué en comparant les performances actuelles du moteur avec des performances de ce 25 moteur obtenues sur un banc d'essais et déclarées par le fabricant. Le contrôle de santé moteur permet de déterminer une marge d'un ou plusieurs paramètres de surveillance de ce moteur par rapport à une valeur limite de chaque paramètre de surveillance et, par suite, de déterminer la marge de puissance disponible d'un moteur 30 qui est la différence entre la puissance maximale qu'il peut fournir et sa puissance minimum garantie pour les conditions 3033316 18 environnantes actuelles. Les conditions environnantes actuelles sont par exemple les informations relatives à l'environnement du véhicule et plus particulièrement les conditions atmosphériques. De plus, on peut déduire, grâce à ces paramètres de surveillance, si le 5 moteur a subi des détériorations et s'il doit subir des opérations de maintenance, notamment afin de pouvoir fournir de nouveau les puissances mécaniques pour lesquelles il est adapté. Par exemple, si ce moteur est un turbomoteur, un paramètre de surveillance peut être la température interne T4 des gaz à 10 l'entrée de la turbine libre, la vitesse de rotation Ng du générateur de gaz ou bien le couple moteur Cn, délivré par le turbomoteur. En outre, chaque contrôle de santé moteur doit être réalisé selon une procédure prédéterminée par le fabricant. Ce contrôle de santé moteur peut être effectué en cours de vol ou bien entre deux 15 vols. La puissance instantanée Wminst fournie par chaque moteur de l'installation motrice peut être déterminée de façon connue, par exemple par l'intermédiaire du couple instantané délivré par le moteur. De plus, lorsque ce moteur est un turbomoteur, cette 20 puissance instantanée peut être déterminée par l'intermédiaire de la température interne instantanée T4 des gaz à l'entrée de la turbine libre de ce turbomoteur ou bien de la vitesse instantanée de rotation Ng de son générateur de gaz. De même, une puissance caractéristique pour chaque moteur 25 de l'installation motrice correspondant à la réalisation d'une manoeuvre X prédéterminée du véhicule peut être déterminée. Chaque puissance caractéristique est nécessaire pour la réalisation d'une manoeuvre X prédéterminée qui peut être notamment consommatrice d'une importante puissance mécanique 30 fournie par chaque moteur. 3033316 19 Cette manoeuvre X prédéterminée est par exemple un vol stationnaire ou bien un atterrissage dans le cas où le véhicule est un aéronef à voilure tournante. La puissance maximum disponible au niveau de chaque 5 moteur de l'installation motrice est déterminée en utilisant des courbes de performances du véhicule et en prenant en compte la marge de puissance disponible vis-à-vis de la puissance minimum garantie. La puissance maximum disponible est fonction des conditions environnantes actuelles et de la phase de vol du 10 véhicule lorsque le véhicule est un aéronef. Lorsqu'une installation motrice comporte un seul moteur, la puissance que doit fournir ce moteur pour la réalisation de la manoeuvre X prédéterminée est égale à la somme de la puissance caractéristique de ce moteur et de la puissance accessoire du 15 véhicule. Lorsqu'une installation motrice comporte plusieurs moteurs identiques, la puissance totale que doit fournir l'installation motrice pour la réalisation de la manoeuvre X prédéterminée est égale à la somme de la puissance caractéristique de chaque moteur et de la 20 puissance accessoire du véhicule. Cette puissance totale fournie par l'installation motrice est généralement fournie à part égale par chaque moteur. Toutefois une répartition particulière peut être définie entre chaque moteur de l'installation motrice, en particulier lorsque ces moteurs sont 25 différents. Comme précédemment, afin de limiter le nombre d'informations fournies au pilote du véhicule, on peut afficher chaque première valeur chaque seconde valeur PLX et chaque troisième valeur P, inst pour le paramètre P, parmi au 3033316 20 moins deux paramètres Pi,P, pour lequel une différence entre la puissance instantanée et la puissance maximum disponible associées respectivement à chaque paramètre Pi,P; est la plus faible, éventuellement pour chaque moteur de l'installation motrice 5 lorsqu'elle comporte plusieurs moteurs. Par ailleurs, il est possible d'utiliser une masse estimée M du véhicule afin de déterminer chaque puissance caractéristique de chaque moteur de l'installation motrice pour la réalisation d'une manoeuvre X prédéterminée du véhicule. C'est notamment utile 10 dans le cas où le véhicule est un aéronef à voilure tournante. En effet, dans ce cas, l'installation motrice de l'aéronef doit fournir une puissance suffisante afin que la portance du rotor principal s'oppose au moins à cette masse estimée M de l'aéronef. Cette masse estimée M du véhicule peut être déterminée avant le 15 décollage de l'aéronef. Lors du vol, la masse instantanée de l'aéronef diminue suite notamment à la consommation de carburant et est alors inférieure à cette masse estimée M. Par suite, cette masse estimée M du véhicule peut être utilisée afin de déterminer chaque puissance caractéristique pour la réalisation d'une 20 manoeuvre X prédéterminée du véhicule. Cependant, cette puissance caractéristique est alors surévaluée par rapport à la puissance mécanique réellement nécessaire à la manoeuvre X prédéterminée de l'aéronef, la masse estimée M de l'aéronef étant supérieure à sa masse instantanée. 25 Cette puissance caractéristique surévaluée va dans le sens de la sécurité, la puissance mécanique réellement nécessaire étant inférieure à cette puissance caractéristique surévaluée. Par contre, pour certaines manoeuvres nécessitant une importante puissance mécanique, cette puissance caractéristique surévaluée peut être 30 supérieure à la puissance maximum disponible alors que la puissance mécanique réellement nécessaire à la manoeuvre X 3033316 21 prédéterminée de l'aéronef est inférieure à cette puissance maximum disponible pour chaque moteur. De fait, cette manoeuvre n'est pas réalisée par le pilote qui pense à tort que l'installation motrice ne peut pas fournir une puissance totale suffisante. 5 De préférence, une masse instantanée estimée Minst du véhicule est définie et utilisée afin de déterminer plus précisément chaque puissance caractéristique pour la réalisation d'une manoeuvre X prédéterminée du véhicule. Cette masse instantanée estimée Minst de l'aéronef est par exemple déterminée en calculant 10 la consommation de carburant au cours du vol, la masse de carburant consommé étant alors déduite de la masse estimée M de l'aéronef avant le décollage. En outre, à partir de la puissance totale maximum disponible au niveau de l'installation motrice et de la masse instantanée 15 estimée Minst du véhicule, on peut déterminer une masse maximale transportable par le véhicule. En effet, il est possible en utilisant les courbes de performances du véhicule et en prenant en compte la marge de puissance disponible de déterminer la masse totale du véhicule pour laquelle la puissance totale fournie par l'installation 20 motrice est égale à la puissance totale maximum disponible. On peut ensuite en déduire la masse maximale transportable qui est la différence entre cette masse totale et la masse instantanée estimée Minst du véhicule. Par ailleurs, en déterminant au moins une seconde valeur 13_,X 25 et/ou une puissance caractéristique correspondant à une manoeuvre X prédéterminée, le procédé de détermination de paramètres caractéristiques du fonctionnement d'un véhicule permet d'assister le pilote du véhicule dans l'anticipation et dans l'éventuelle réalisation de cette manoeuvre X prédéterminée. Les 30 risques liés à cette manoeuvre X prédéterminée sont alors réduits 3033316 22 significativement, notamment pour des manoeuvres pour lesquelles le taux d'accidents est élevé, le pilote sachant par exemple s'il dispose d'une marge de puissance suffisante pour réaliser cette manoeuvre X prédéterminée. De même, la réalisation de cette 5 manoeuvre X prédéterminée peut également être optimisée, par exemple en termes de consommation de carburant. Il s'agit notamment du cas où le véhicule est un aéronef à voilure tournante comportant un rotor principal muni de pales principales, un rotor anticouple, le moyen de transmission 10 mécanique de puissance étant une boîte de transmission principale de puissance entraînant le rotor principal et le rotor anticouple. Une manoeuvre X prédéterminée est par exemple, pour un aéronef à voilure tournante, un vol en descente lente en vue d'un atterrissage au cours duquel de nombreux accidents peuvent se 15 produire, en particulier lors des transitions entre une zone où l'aéronef est soumis à un effet de sol et une zone où l'aéronef n'est pas soumis à cet effet de sol. En effet, à proximité du sol, le souffle du rotor principal est renvoyé par le sol sur le fuselage et les pales principales de ce 20 rotor principal modifiant le comportement de l'aéronef. On dit alors que l'aéronef est dans l'effet de sol, défini par les acronymes DES ou bien IGE pour l'expression en langue anglaise « In Ground Effect ». Cette zone DES couvre une hauteur allant du sol à environ quatre fois le diamètre du rotor principal de l'aéronef. 25 Au-dessus de cette zone DES, c'est-à-dire pour une hauteur par rapport au sol supérieure à environ quatre fois le diamètre du rotor de l'aéronef, l'aéronef ne subit plus d'effet de sol. On dit alors que l'aéronef est hors effet de sol, défini par les acronymes HES ou bien OGE pour l'expression en langue anglaise « Out 30 Ground Effect ». 3033316 23 Par ailleurs, lorsque l'aéronef est en vol stationnaire, c'est-à-dire que sa vitesse horizontale Vh et sa vitesse verticale Vz sont sensiblement nulles, les caractéristiques fonctionnelles de l'aéronef sont notamment définies par une série de premières 5 courbes de performances de l'aéronef selon une première formule (NRNR0)3 = k. i [ftL1 NR NR0)21. Dans ce cas, W est la puissance de vol de l'aéronef, a est un coefficient de réduction, k est un coefficient d'influence de l'effet de sol sur le comportement de l'aéronef, M est la masse estimée de l'aéronef, NRo est une vitesse de consigne de 10 rotation du rotor principal, NR est la vitesse réelle de rotation du rotor principal et fi est une première fonction représentée par une série de premières courbes de performances de l'aéronef ayant NR) pour abscisse une première valeur Al = (NR0J2 et pour ordonnée ( une seconde valeur A2 = 17 NR0 3 . La masse estimée M est de a- UIR) 15 préférence la masse instantanée estimée Muist de l'aéronef. Cette série de premières courbes fi de performances de l'aéronef est spécifique à chaque aéronef et fournie avec le manuel de vol de l'aéronef. Po Le coefficient de réduction a est égal au rapport - Po et To To 20 étant respectivement la pression atmosphérique et la température autour de l'aéronef. La pression atmosphérique Po est exprimée en millibar (mb) et la température To est exprimée en kelvin (K). Le coefficient d'influence k est égal à l'unité lorsque l'aéronef est dans une zone HES. Ce coefficient d'influence k varie selon la 25 hauteur Hz de l'aéronef par rapport au sol d'une valeur minimum à une valeur maximum lorsque l'aéronef est dans une zone DES. La valeur maximum est égale généralement à 1.1 pour l'ensemble des aéronefs alors que la valeur minimum, qui correspond à un aéronef 3033316 24 au niveau du sol, varie selon l'aéronef et peut être comprise entre 0.6 et 0.9. Le coefficient d'influence k est par exemple compris entre 0.6 et 1.1 pour un aéronef donné. Ainsi, pour déterminer une première puissance 5 caractéristique Wk de l'aéronef pour la réalisation d'une manoeuvre X prédéterminée dans le cas d'un vol stationnaire quelque soit la hauteur Hz de l'aéronef par rapport au sol, - on calcule le coefficient de réduction 0- tel que u = To ' V - on calcule la première valeur Ai telle que Al (NRO 1 o- NR 10 - on mesure la hauteur Hz de l'aéronef par rapport au sol, à l'aide par exemple d'un radio altimètre présent dans l'aéronef, - on détermine le coefficient d'influence k correspondant à la hauteur Hz de l'aéronef par rapport au sol, - on détermine, grâce à une première courbe de performances 15 de l'aéronef, selon la première fonction fi, correspondant aux conditions de vol de l'aéronef et en fonction de la première valeur Al, la seconde valeur Az telle que A2 = fit-Ma (NRR )\211' on calcule à partir de la seconde valeur Az la première puissance caractéristique Wk de l'aéronef pour la réalisation 20 d'une manoeuvre X prédéterminée dans le cas d'un vol stationnaire hors effet de sol ou dans l'effet de sol selon le coefficient d'influence k, telle que Wk = k. A2. CT. (-NR )3. NRo Les premières courbes de performances selon la première fonction fi sont dépendantes de l'aéronef et permettent de 25 caractériser cet aéronef. La première courbe de performances de l'aéronef, selon la première fonction fi utilisée pour déterminer la seconde valeur A2 est définie suivant les conditions de vol de l'aéronef et notamment les conditions environnantes actuelles 3033316 25 telles que les conditions atmosphériques. Ces premières courbes de performances permettent de déterminer la puissance de vol W de l'aéronef qui est la somme de la puissance nécessaire au niveau du rotor principal et la puissance nécessaire au niveau du 5 rotor anticouple pour réaliser un vol stationnaire de l'aéronef. La puissance totale de l'installation motrice de l'aéronef pour réaliser ce vol stationnaire est alors égale à la somme de cette puissance de vol W et de la puissance accessoire de l'installation motrice. Ensuite, on peut afficher simultanément sur la représentation 10 de type graphique la première puissance caractéristique Wk et une puissance totale maximum disponible pour le vol de l'aéronef ainsi que la puissance totale instantanée consommée pour le vol de l'aéronef. La puissance totale maximum disponible pour le vol de l'aéronef et la puissance totale instantanée consommée pour le vol 15 de l'aéronef sont respectivement égales à la puissance totale instantanée Winst fournie par l'installation motrice et sa puissance totale maximum disponible déduites de la puissance accessoire. La puissance totale instantanée WInst fournie par l'installation motrice et sa puissance totale maximum disponible sont 20 respectivement égales à la somme des puissances instantanées Wm,nst fournies par chaque moteur de l'installation motrice et à la somme de leurs puissances maximum disponibles lorsque l'installation motrice comporte plusieurs moteurs. Le pilote peut alors vérifier la différence entre la première 25 puissance caractéristique Wk de l'aéronef pour la réalisation de la manoeuvre X prédéterminée et la puissance totale maximum disponible pour le vol. De même, on peut afficher sur la représentation de type graphique une seconde valeur PLX correspondant à la première 30 puissance caractéristique Wk et une troisième valeur P,inst 3033316 26 correspondant la puissance totale instantanée consommée pour le vol de l'aéronef ainsi qu'une première valeur P,/im correspondant à la puissance totale maximum disponible pour le vol de l'aéronef. Le pilote peut alors vérifier la différence entre la seconde valeur P,Xet 5 la première valeur PLIim. De plus, on peut alors réaliser un vol stationnaire de l'aéronef à cette hauteur Hz de façon automatique en appliquant cette première puissance caractéristique Wk à l'installation motrice en y ajoutant la puissance accessoire. Dans ce but, on peut piloter 10 le couple moteur Cmk de chaque moteur de l'installation motrice pour le coefficient d'influence k correspondant à cette hauteur Hz ou bien le pas collectif des pales principales du rotor principal de l'aéronef afin que l'installation motrice fournisse une puissance totale égale à la somme de la première puissance caractéristique 15 Wk et de la puissance accessoire. On peut par exemple déterminer un couple moteur Cmk que doit fournir chaque moteur de l'installation motrice correspondant à cette puissance totale, puis on applique ce couple moteur Cmk à chaque moteur de l'installation motrice, réalisant ainsi 20 automatiquement un vol stationnaire à la hauteur Hz. On peut également déterminer, des moyens de commande de l'aéronef étant des moyens de commande de la variation du pas collectif et du pas cyclique des pales principales du rotor principal, une valeur de pas collectif de ces pales principales correspondant 25 à cette première puissance caractéristique Wk, puis on applique ce pas collectif aux pales principales du rotor principal réalisant ainsi automatiquement ce vol stationnaire à la hauteur Hz. Par ailleurs on peut déterminer une seconde puissance caractéristique Wk,/ d'un vol stationnaire de l'aéronef dans une 30 zone HES. Pour cela, on définit le coefficient d'influence k égal à 1, 3033316 27 puis on calcule à partir de la seconde valeur A2 une seconde puissance caractéristique Wk=1 de l'aéronef pour la réalisation d'une manoeuvre X prédéterminée de l'aéronef dans le cas d'un vol stationnaire hors effet de sol de l'aéronef telle que 5 Wk=i= A2. (-Ni? NRo) - De même, pour déterminer une troisième puissance caractéristique Wkrnin, d'un vol stationnaire de l'aéronef au niveau du sol, on définit le coefficient d'influence k égal à une valeur minimale km,ni correspondant à un vol stationnaire de l'aéronef au 10 niveau du sol, puis on calcule à partir de la seconde valeur A2 la troisième puissance caractéristique Wkmin, de l'aéronef pour la réalisation d'une manoeuvre X prédéterminée de l'aéronef dans le cas d'un vol stationnaire avec effet de sol de l'aéronef au niveau NR du sol telle )3 que W k kmini = mini. A2. 0- .(- . NR0 15 Par suite, on peut afficher simultanément sur la représentation de type graphique la seconde puissance caractéristique Wk=1 et la troisième puissance caractéristique Winnini ainsi que la puissance totale maximum disponible pour le vol. Ainsi, le pilote peut vérifier, avant d'engager la manoeuvre X 20 prédéterminée, que les première et seconde puissances caractéristiques Wk=/,Wkmini sont bien inférieures à la puissance totale maximum disponible pour le vol garantissant ainsi la réalisation d'une descente lente de l'aéronef en vue d'un atterrissage et en particulier le passage d'une zone HES à une 25 zone DES, sans risque que la puissance totale fournie par l'installation motrice soit insuffisante. Cette descente lente doit être réalisée sans apparition d'un effet de vortex afin de correspondre à la modélisation aérodynamique du vol de l'aéronef utilisée pour définir les 3033316 28 premières courbes de performances de l'aéronef. Un tel effet de vortex apparait principalement lors d'un vol en descente rapide de l'aéronef lorsque le rotor principal de l'aéronef se trouve dans un flux d'air tourbillonnaire qui a lui-même généré provoquant alors 5 une baisse brutal de sa portance. De même, on peut afficher simultanément sur la représentation de type graphique deux secondes valeurs PLX correspondant respectivement à la seconde puissance caractéristique Wk_,/ et à la troisième puissance caractéristique 10 Wkmini ainsi qu'une première valeur PL/im correspondant à la puissance totale maximum disponible pour le vol. Ainsi, le pilote peut vérifier avant d'engager la manoeuvre X prédéterminée que les deux secondes valeurs PLX sont bien inférieures à la première valeur Pi_lim. 15 De plus, le procédé de détermination de paramètres caractéristiques du fonctionnement d'un aéronef selon l'invention permet de réaliser automatiquement une descente lente de l'aéronef d'une hauteur Hz de l'aéronef par rapport au sol jusqu'au sol, puis un atterrissage. Dans ce but, 20 - on détermine un couple total que doit fournir l'installation motrice correspondant à une puissance de descente comprise entre la troisième puissance caractéristique Wkmini et la première puissance caractéristique Wk, - on applique le couple total à l'installation motrice, réalisant 25 ainsi automatiquement une descente de l'aéronef, - on mesure la hauteur Hz de l'aéronef par rapport au sol, - on ajuste le coefficient d'influence k, lors de la descente de l'aéronef en fonction de la réduction de la hauteur Hz et par la suite la première puissance caractéristique Wk, et en 30 conséquence le couple total que doit fournir l'installation 3033316 29 motrice jusqu'à réaliser un vol en descente de l'aéronef jusqu'au niveau du sol, puis un atterrissage. On peut également déterminer un pas collectif de ces pales principales correspondant au couple total que doit fournir 5 l'installation motrice, puis on applique ce pas collectif aux pales principales du rotor principal réalisant ainsi automatiquement une descente lente de l'aéronef jusqu'à son atterrissage. En outre, afin d'éviter une descente trop rapide de l'aéronef et un atterrissage brutal, voire un crash au sol, on peut appliquer 10 un coefficient de sécurité majorant la troisième puissance caractéristique Wkmini. La valeur de ce coefficient de sécurité est de préférence proportionnelle à la différence entre la troisième puissance caractéristique Wkmini et la première puissance caractéristique Wk afin que la puissance de descente converge 15 vers la troisième puissance caractéristique Wkmini lors de la descente de l'aéronef. Une manoeuvre X prédéterminée peut également être, pour un aéronef à voilure tournante, un vol de croisière en palier, correspondant à une vitesse verticale Vz de l'aéronef sensiblement 20 nulle et une vitesse horizontale Vh non nulle. Au cours de ce vol de croisière, les caractéristiques fonctionnelles de l'aéronef sont définies par une série de secondes courbes de performances selon une seconde formule W = f2(Vh). Dans ce cas, W est la puissance de vol de l'aéronef, Vh est la 25 vitesse horizontale de l'aéronef et f2 est une seconde fonction représentée par une série de secondes courbes de performances de l'aéronef. 3033316 30 Cette série de secondes courbes f2 de performances de l'aéronef est spécifique à chaque aéronef et fournie avec le manuel de vol de l'aéronef. A partir de cette série de secondes courbes f2, une droite 5 horizontale tangente à la seconde courbe correspondant aux conditions de vol de l'aéronef permet de déterminer une quatrième puissance caractéristique Wend et une première vitesse horizontale caractéristique Vend permettant d'obtenir une consommation de carburant minimum et, par suite, une durée maximale de vol de 10 l'aéronef. A partir de cette série de secondes courbes f2, une droite tangente à la seconde courbe correspondant aux conditions de vol de l'aéronef et passant par le point origine du repère de la seconde courbe permet de déterminer une cinquième puissance 15 caractéristique Wrange et une seconde vitesse horizontale caractéristique Vrange permettant d'obtenir une distance franchissable maximale par l'aéronef. Dans le cas où l'aéronef est soumis à un vent longitudinal, la vitesse de ce vent longitudinal peut être prise en compte pour 20 déterminer cette cinquième puissance caractéristique Wrange range et cette seconde vitesse caractéristique Vrange. La droite tangente à la seconde courbe ne passe alors pas par le point origine du repère de la seconde courbe mais par un point décalé sur l'axe des abscisses du point origine du repère selon la valeur de cette 25 vitesse du vent longitudinal. On peut alors afficher simultanément sur la représentation de type graphique la quatrième puissance caractéristique Wend end et la cinquième puissance caractéristique Wrange range ainsi que la puissance totale instantanée consommée pour le vol de l'aéronef et la 3033316 31 puissance totale maximum disponible pour le vol. Le pilote peut alors adapter la puissance instantanée selon ces objectifs. De même, on peut afficher sur la représentation de type graphique deux secondes valeurs PAX correspondant 5 respectivement à la quatrième puissance caractéristique Wend et à la cinquième puissance caractéristique Wrange ainsi qu'une première valeur Pilim correspondant à la puissance totale maximum disponible pour le vol et une troisième valeur P,_inst correspondant à la puissance totale instantanée consommée pour le vol de 10 l'aéronef. Le pilote peut alors vérifier la différence entre chaque seconde valeur PLXet la première valeur Pd/m. Une manoeuvre Xprédéterminée peut également être, pour un aéronef à voilure tournante, un vol ascensionnel, correspondant alors à une vitesse verticale Vz de l'aéronef non nulle. Ce vol 15 ascensionnel est réalisé après une phase de décollage par exemple et dans une zone où l'aéronef n'est pas soumis à l'effet de sol. Au cours de ce vol ascensionnel, les caractéristiques fonctionnelles de l'aéronef sont définies par une série de 20 troisièmes courbes de performances selon une troisième formule (17) Vy = f3 (e). Dans ce cas, W est la puissance de vol de l'aéronef, a est le coefficient de réduction, M est la masse estimée de l'aéronef, Vy est une vitesse verticale optimale de montée de l'aéronef, f3 est une troisième fonction représentée par une série 25 de troisièmes courbes de performances de l'aéronef. Le rapport (11)Vy est obtenu pour une vitesse verticale Vz de l'aéronef égale à la vitesse optimale de montée Vy de l'aéronef, de sorte que la puissance de vol W corresponde alors à la vitesse optimale de montée Vy. 3033316 32 Cette série de troisièmes courbes f3 de performances de l'aéronef est spécifique à chaque aéronef et fournie avec le manuel de vol de l'aéronef. Ainsi, pour déterminer une sixième puissance caractéristique 5 Wvy d'un vol ascensionnel de l'aéronef dans une zone HES, - on calcule une troisième valeur A3 telle que A3 = Cr), - on détermine grâce à une troisième courbe de performances de l'aéronef, selon la troisième fonction f3, correspondant aux conditions de vol de l'aéronef et en fonction de la troisième 10 valeur A3 une quatrième valeur A4, telle que A4 = 0-)Vy - on calcule à partir de la quatrième valeur A4, la sixième puissance caractéristique Wvy correspondant à la vitesse optimale de montée Vy, telle que Wvy = A4.6. On peut alors afficher sur la représentation de type graphique 15 la sixième puissance caractéristique Wvy et la puissance totale maximum disponible pour le vol de l'aéronef ainsi que sa puissance totale instantanée consommée pour le vol. Le pilote peut alors vérifier que cette sixième puissance caractéristique Wvy est inférieure à la puissance totale maximum disponible pour le vol et 20 qu'il peut réaliser ce vol ascensionnel à la vitesse optimale Vy. De même, on peut afficher sur la représentation de type graphique une seconde valeur PLX correspondant à la sixième puissance caractéristique Wvy ainsi qu'une première valeur Pjim correspondant à la puissance totale maximum disponible pour le 25 vol. Par ailleurs, l'affichage des puissances totales instantanée, maximum disponible et caractéristique de l'aéronef ainsi que des valeurs PLinst,P, Jim,P,Xcorrespondant à ces puissances totales peut 3033316 33 être remplacé par l'affichage des puissances instantanée, maximum disponibles et caractéristiques pour de chaque moteur de l'installation motrice ainsi que des valeurs PEinst,PENm,PLX correspondant à ces puissances au niveau de ces moteurs. En 5 effet, la répartition de la puissance totale de l'installation motrice sur chacun de ses moteurs est connue. On dispose alors d'une représentation de type graphique pour chaque moteur de l'installation motrice. La présente invention a aussi pour objet un dispositif de 10 détermination de paramètres caractéristiques d'un véhicule, le véhicule comportant une installation motrice munie d'au moins un moteur et d'un moyen de transmission mécanique de puissance ainsi que des moyens de commande, le dispositif comportant une pluralité de capteurs, au moins un moyen de calcul, au moins une 15 mémoire et au moins un moyen de visualisation. Les capteurs fournissent des mesures de différentes informations relatives à l'environnement du véhicule et/ou à l'état et au fonctionnement du véhicule et de ses équipements et/ou à la position et aux déplacements du véhicule par rapport à son environnement, 20 chaque moyen de calcul recevant les mesures des capteurs et traitant ces informations. Le véhicule peut également comporter un radio altimètre pour déterminer une hauteur Hz du véhicule par rapport au sol. La mémoire stocke des courbes de performances du véhicule 25 et des instructions de calcul, le moyen de calcul utilisant les instructions de calcul afin de mettre en oeuvre le procédé de détermination de paramètres caractéristiques du véhicule précédemment décrit. L'invention et ses avantages apparaîtront avec plus de 30 détails dans le cadre de la description qui suit avec des exemples 3033316 34 donnés à titre illustratif en référence aux figures annexées qui représentent : - la figure 1, un aéronef à voilure tournante muni d'un dispositif de détermination de paramètres caractéristiques du 5 fonctionnement de l'aéronef, - les figures 2 et 3, deux schémas synoptiques d'un procédé de détermination de paramètres caractéristiques du fonctionnement de l'aéronef, - les figures 4 à 6, des représentations de type graphique des 10 valeurs de chaque paramètre Pi, et - les figures 8 à 10, des courbes de performances de l'aéronef. Les éléments présents dans plusieurs figures distinctes sont affectés d'une seule et même référence. Sur la figure 1 est représenté un aéronef 10 à voilure 15 tournante comportant un rotor principal 11 muni de pales principales 12, un rotor arrière 13 ayant notamment une fonction anticouple, ce rotor arrière 13 étant muni de pales secondaires 14. L'aéronef 10 comporte également une installation motrice 20 munie de deux turbomoteurs 21,22, une boîte de transmission principale 20 de puissance 23 entraînant en rotation le rotor principal 11 et le rotor arrière 13 et des moyens de commande 24,25,26 composés d'un levier de pas collectif 24 et d'un manche cyclique 25 qui sont respectivement des moyens de commande de la variation du pas collectif et du pas cyclique des pales principales 12 ainsi que d'un 25 palonnier 26 qui est un moyen de commande de la variation du pas collectif des pales secondaires 14. Ces moyens de commande 24,25,26 permettent au pilote de commander des déplacements de l'aéronef 10. Les deux turbomoteurs 21,22 sont identiques et comportent un générateur de gaz et une turbine libre. Les deux 30 turbomoteurs 21,22 fournissent sensiblement la même puissance à 3033316 la boîte de transmission principale de puissance 23 lorsque ces deux turbomoteurs 21,22 fonctionnent correctement. Toutefois, les deux turbomoteurs 21,22 peuvent être différents et fournir alors des puissances différentes à la boîte de 5 transmission principale de puissance 23. Une répartition particulière de ces puissances est alors définie entre ces turbomoteurs 21,22. L'aéronef 10 comporte enfin un dispositif 1 de détermination de paramètres caractéristiques du fonctionnement de l'aéronef 10 10 comportant une pluralité de capteurs 5-8, un moyen de calcul 2, une mémoire 3 et au moins un moyen de visualisation 4. Ces capteurs 5-8 permettent de mesurer différentes informations relatives à l'environnement de l'aéronef 10, à l'état et au fonctionnement de l'aéronef 10 et de l'installation motrice 20, à 15 l'état des moyens de commande 24,25,26, ainsi qu'à la position et aux déplacements de l'aéronef. Les capteurs 5,6 sont par exemple un moyen de mesure de la pression atmosphérique et un moyen de mesure de la température extérieure à l'aéronef 10. Les capteurs 7,8 sont par exemple un 20 moyen de détermination de l'attitude et du cap de l'aéronef 10 tel un dispositif AHRS pour l'expression en langue anglaise « Attitude and Heading Reference System » et un moyen de contrôle de l'installation motrice 20. Le dispositif 1 comporte également un radioaltimètre 9 déterminant la hauteur Hz de l'aéronef 10 par 25 rapport au sol. Le dispositif 1 peut mettre en oeuvre un procédé de détermination de paramètres caractéristiques du fonctionnement de l'aéronef 10 dont le schéma synoptique est représenté sur la figure 2. La mémoire 3 stocke des courbes de performances de l'aéronef 3033316 36 10 et des instructions de calcul et le moyen de calcul 2 utilise ces instructions de calcul afin de mettre en oeuvre ce procédé. Le procédé selon la figure 2 comporte cinq étapes. Au cours d'une première étape 110, on mesure différentes 5 informations relatives à l'environnement de l'aéronef 10, et/ou à l'état et au fonctionnement de l'aéronef 10 et de l'installation motrice 20 et/ou à l'état des moyens de commande 24,25,26, et/ou à la position et aux déplacements de l'aéronef 10 par rapport à son environnement. Ces différentes informations sont notamment 10 obtenues par l'intermédiaire des capteurs 5-8. Au cours d'une seconde étape 131, on détermine au moins une première valeur Pi_lim correspondant à une valeur limite qu'un paramètre Pi ne doit pas dépasser, Pi étant un paramètre relatif à l'état ou au fonctionnement de l'aéronef 10 ou de l'installation 15 motrice 20, ou à l'état des moyens de commande 24,25,26, ou à la position ou aux déplacements de l'aéronef 10 par rapport à son environnement. Chaque paramètre Pi peut être choisi dans la liste suivante ou bien peut être une combinaison logique ou arithmétique d'au 20 moins deux éléments de cette liste : - un couple total fourni par l'installation motrice 20 ou bien un couple fourni par un des turbomoteurs 21,22 ou bien un couple rotor au niveau d'un mât d'entrainement en rotation du rotor principal 11 ou bien un couple au niveau dudit rotor arrière 13, 25 - une puissance totale fournie par l'installation motrice 20 ou bien une puissance fournie par un des turbomoteurs 21,22 - une vitesse de l'aéronef 10 par rapport à l'air ou bien une vitesse de l'aéronef 10 par rapport au sol, - une hauteur de l'aéronef 10 par rapport à une référence tel 30 que le sol, 3033316 37 - une température à l'intérieur d'un turbomoteur 21,22 tel que la température des gaz à l'entrée de la turbine libre, - une vitesse de rotation d'un élément d'un turbomoteur 21,22 tel que le générateur de gaz, 5 - une position d'une gouverne de l'aéronef 10 ou une valeur de pas des pales principales 12 du rotor principal 11 ou bien de pas des pales secondaires 14 du rotor arrière 13, - une position des moyens de commande 24 du pas collectif des pales principales 12 du rotor principal 11, 10 - une position des moyens de commande 25 du pas cyclique des pales principales 12 du rotor principal 11, - une position des moyens de commande 26 de pas collectif des pales secondaires 14 du rotor arrière 13. Au cours d'une troisième étape 132, on détermine au moins 15 une seconde valeur PLX à laquelle le paramètre Pi doit être égal afin que l'aéronef 10 puisse effectuer une manoeuvre X prédéterminée. Au cours d'une quatrième étape 133 optionnelle, on détermine une troisième valeur PLinst égale à une valeur 20 instantanée de chaque paramètre Pi. Au cours d'une cinquième étape 140, on affiche simultanément sur une même représentation de type graphique chaque première valeur P,_lim, chaque seconde valeur PLX et chaque troisième valeur P, inst le cas échéant afin de mettre 25 clairement en évidence la position relative d'une première valeur P, hm vis-à-vis de chaque seconde valeur PLX et de chaque troisième valeur P,_inst le cas échéant pour chaque paramètre P,. Ainsi, le pilote visualise facilement et rapidement d'une part une première marge dont il dispose entre la troisième valeur P,_inst 30 instantanée et la première valeur P,_lim limite de chaque paramètre 3033316 38 P, et d'autre part une seconde marge dont il dispose entre la seconde valeur PLX et la première valeur Pi_lim limite de chaque paramètre P. En conséquence, le pilote peut adapter l'utilisation de chaque paramètre P, selon la première marge et anticiper la 5 réalisation de la manoeuvre X selon la seconde marge. La représentation de type graphique sur le moyen de visualisation 4 peut prendre plusieurs formes telles qu'un cadran 30 de forme sensiblement circulaire représenté sur la figure 4 ou bien une échelle verticale 40 représentée sur les figures 5 et 6. 10 Sur la figure 4, deux aiguilles 31,31' sont mobiles en rotation sur le cadran 30 et indique respectivement la troisième valeur P, inst relative à chaque turbomoteur 21,22. Des repères 32,33,34,35 positionnés à l'extérieur du cadran 30 indiquent des secondes valeurs PLX correspondant respectivement à des 15 manoeuvres X prédéterminées. La position de chaque repère 32,33,34,35 peut changer selon les conditions de vol de l'aéronef 10 et selon les conditions environnementales entourant l'aéronef 10. Chaque seconde valeur PLX et la troisième valeur Pi inst sont représentées sur le cadran 30 selon un pourcentage de la première 20 valeur Pi Hm, la première valeur Pi /im correspondant au repère 39 représentant une valeur de 100% sur le cadran 30. Cependant, chaque première valeur Pi lim, chaque seconde valeur PLX et chaque troisième valeur P, inst peuvent être représentées sur chaque le cadran 30 selon un pourcentage d'une 25 valeur de référence de ce paramètre P,. Le dispositif 1 de détermination de paramètres caractéristiques du fonctionnement de l'aéronef 10 peut également comporter deux cadrans 30 muni d'une seule aiguille 31, un cadran 30 étant dédié à un seul turbomoteur 21,22. 3033316 39 En outre, les graduations du cadran 30 vont au-delà de 100%, car chaque première valeur Pi lim correspond généralement à un fonctionnement normal et continu de l'aéronef et des turbomoteurs en particulier, mais peut être dépassée de façon 5 transitoire par une troisième valeur Pi inst, par exemple suite à une panne d'un turbomoteur. De plus, des secondes valeurs PLX peuvent dépasser chaque première valeur signifiant que la manoeuvre X prédéterminée nécessite un dépassement de cette première valeur Pi lim pour le paramètre Pi. 10 Sur les figures 5 et 6, une première échelle verticale 40 comporte deux sous-échelles 55,56, une première sous-échelle 55 indiquant la valeur du pas collectif des pales principales 12 du rotor principal 11 et une seconde sous-échelle 56 indiquant la vitesse d'avancement longitudinale de l'aéronef 10. Il n'y a pas 15 dans ce cas d'indication spécifique à chaque turbomoteur 21,22 des valeurs relatives au paramètre P,. La première valeur P, lim et les secondes valeurs PLX sont représentées par des repères horizontaux 49,42,43,44,45 de même que la troisième valeur Pi inst représentée par un repère horizontal 41. La première valeur Pi lim, 20 chaque seconde valeur PLX et la troisième valeur Pi inst sont représentées sur la sous-échelle 55 selon des valeurs de pas collectif des pales principales 12. Le pas collectif des pales principales 12 du rotor principal 11 de l'aéronef 10 étant un élément essentiel au pilote de l'aéronef à voilure tournante 10, le 25 pilote visualise ainsi clairement et rapidement les valeurs de pas collectif des pales principales 12 correspondant respectivement à la première valeur P, hm, à chaque seconde valeur PLX et à la troisième valeur Pi_inst ainsi que les marges entre ces valeurs de pas collectif. 30 Sur la figure 5, une seconde échelle 60 indique la hauteur Hz de l'aéronef 10 par rapport au sol. La valeur courante de cette 3033316 hauteur Hz est déterminée par l'intermédiaire du radioaltimètre 9 et affichée par le repère 61. Le moyen de visualisation 4 est par exemple un instrument de première limitation de l'aéronef 10. 5 Par ailleurs, les paramètres Pi représentés sur les figures 4 à 6 sont fréquemment déterminés en corrélation avec la puissance de vol de l'aéronef 10 ou bien avec la puissance de vol au niveau de chaque turbomoteur 21,22. La puissance de vol de l'aéronef 10 est la somme de la 10 puissance nécessaire au niveau du rotor principal 11 et de la puissance nécessaire au niveau du rotor arrière 13 afin de réaliser le vol de l'aéronef 10. En outre, la puissance totale fournie par l'installation motrice 20 est la somme de cette puissance de vol et d'une puissance 15 accessoire nécessaire pour alimenter les équipements de l'aéronef 10. De plus, la puissance totale fournie par l'installation motrice 20 est sensiblement égale à la somme des puissances fournies respectivement par chaque turbomoteur 21,22 de l'installation 20 motrice 20, cette puissance totale étant fournie de manière sensiblement égale par chaque turbomoteur 21,22 lorsque ces deux turbomoteurs 21,22 identiques fonctionnent correctement. Par suite, la puissance de vol de l'aéronef 10 est égale à la puissance totale fournie par l'installation motrice 20 déduite de la 25 puissance accessoire. De même, la puissance de vol au niveau de chaque turbomoteur 21,22 est égale à la moitié de cette puissance de vol de l'aéronef 10. 3033316 41 Le procédé de détermination de paramètres caractéristiques du fonctionnement peut alors comporter des sous-étapes intermédiaires entre la première et la seconde étapes 110,131. Un schéma synoptique d'un tel procédé, comportant alors neuf étapes 5 et sous-étapes, est représenté sur la figure 3. Au cours d'une première sous-étape 121, on détermine une marge de puissance disponible de chaque turbomoteur 21,22 vis-à-vis d'une puissance minimale garantie, la marge de puissance disponible caractérisant un état de vieillissement de chaque 10 turbomoteur 21,22. Au cours d'une seconde sous-étape 122, on détermine une puissance instantanée Wminst fournie par chaque turbomoteur 21,22. Au cours d'une troisième sous-étape 123, on détermine une 15 puissance maximum disponible au niveau de chaque turbomoteur 21,22 en prenant en compte la marge de puissance disponible. Au cours d'une quatrième sous-étape 124, on détermine au moins une puissance caractéristique de chaque turbomoteur 21,22 correspondant à une manoeuvre X prédéterminée de l'aéronef 10. 20 Puis, au cours de la seconde étape 131, on détermine deux premières valeurs P., lim correspondant respectivement à la puissance maximum disponible de chaque turbomoteur 21,22. Au cours de la troisième étape 132, on détermine deux secondes valeurs PLX correspondant à une puissance 25 caractéristique pour chaque turbomoteur 21,22 pour réaliser la manoeuvre X prédéterminée de l'aéronef 10. Au cours de la quatrième étape 133, on détermine deux troisièmes valeurs P,_inst correspondant respectivement à la 3033316 42 puissance instantanée Wminst fournie par chaque turbomoteur 21,22. Enfin, au cours de la cinquième étape 140, on affiche simultanément sur la même représentation de type graphique la 5 première valeur &Hm, chaque seconde valeur PL_X et la troisième valeur P, inst pour chaque turbomoteur 21,22. Le paramètre Pi est dans ce cas relatif au fonctionnement d'un turbomoteur, tel que le couple moteur Cm fourni par un turbomoteur 21,22, la température interne T4 des gaz à l'entrée de 10 la turbine libre d'un turbomoteur 21,22 ou encore la vitesse de rotation Ng du générateur de gaz d'un turbomoteur 21,22. De plus, afin de limiter le nombre de paramètres Pi que le pilote doit surveiller, seul le paramètre P, le plus critique est affiché sur le moyen de visualisation 4. Ce paramètre P1 le plus 15 critique pour le pilotage de l'aéronef 10 est celui pour lequel la différence entre la troisième valeur P,_inst et la première valeur est la plus faible. Ainsi, le pilote peut visualiser clairement et rapidement la marge dont il dispose actuellement sur les conditions courantes de vol ainsi que pour la manoeuvre X 20 prédéterminée qu'il envisage de réaliser. La marge de puissance disponible de chaque turbomoteur 21,22 de l'installation motrice 20 peut être déterminée lors d'un contrôle de « santé moteur », qui doit être réalisé régulièrement. La puissance instantanée Wminst fournie par chaque 25 turbomoteur 21,22 peut être définie selon la formule Wminst = Cm.Ng, C. étant le couple moteur fourni par la turbomoteur 21,22 et Ng étant la vitesse de rotation du générateur de gaz de ce turbomoteur 21,22. 3033316 43 La puissance instantanée Wminst fournie par chaque turbomoteur 21,22 peut également être déterminée à partir de la puissance de vol de l'aéronef 10. La puissance au niveau du rotor principal 11 est connue selon la formule Winst = CR.NR, NR étant la 5 vitesse instantanée de rotation du rotor principal 11 et CR étant un couple rotor au niveau d'un mât d'entrainement du rotor principal 11. De même, la puissance au niveau du rotor arrière 13 ainsi que la puissance accessoire peuvent également être déterminée de façon connue. Enfin, cette puissance totale instantanée WInst 10 fournie par l'installation motrice est répartie de manière égale par chaque turbomoteur 21,22 lorsque ces deux turbomoteurs 21,22 fonctionnent correctement. La puissance caractéristique de chaque turbomoteur 21,22 est ensuite déterminée selon la manoeuvre X prédéterminée 15 qu'envisage de réaliser le pilote de l'aéronef 10. Cette manoeuvre X prédéterminée peut être par exemple un vol stationnaire, un atterrissage ou bien un vol de croisière. Lorsque l'aéronef 10 est en vol stationnaire, les caractéristiques fonctionnelles de l'aéronef 10 sont caractérisées 20 par une série de premières courbes de performances représentées sur la figure 7. Ces premières courbes de performances sont N( définies par la première formule 1±. (-NR0NR)21, W étant la 0- NR120 V = k. fi r puissance de vol de l'aéronef 10, a étant un coefficient de réduction, k étant un coefficient d'influence du sol sur le 25 comportement de l'aéronef 10 en fonction de la hauteur Hz de l'aéronef 10 par rapport au sol, M étant la masse estimée de l'aéronef 10, NR0 étant une vitesse de consigne de rotation du rotor principal 11, NR étant la vitesse réelle de rotation du rotor principal 11 et fi étant une première fonction représentée par une série de 30 premières courbes de performances de l'aéronef 10. Sur la figure 3033316 44 7, les abscisses de ces premières courbes de performances correspondent à la première valeur A1 =1-'1.M/2 et leurs ordonnées à la seconde valeur A2 = W - 3 a NR NR Le coefficient d'influence k est spécifique à chaque aéronef 5 10 et défini par une courbe d'influence du sol représentée sur la figure 8 ayant pour abscisse la hauteur Hz de l'aéronef 10 par rapport au sol et pour ordonnée ce coefficient d'influence k. Sur la courbe représentée sur la figure 8, ce coefficient d'influence k est compris entre 0.9 et 1.1. 10 Afin de déterminer la puissance caractéristique de vol de l'aéronef 10 pour un vol stationnaire, on calcule tout d'abord le coefficient de réduction a tel que a = (M, puis la première valeur Ai telle que Al = Al(NR0)2. La masse M peut être une masse estimée NR de l'aéronef 10 déterminée avant son décollage ou bien de 15 préférence une masse instantanée estimée Minst de l'aéronef 10. Puis, on mesure la hauteur Hz de l'aéronef 10 par rapport au sol, par l'intermédiaire par exemple du radioaltimètre 9 de l'aéronef 10 et on détermine le coefficient d'influence k correspondant à la hauteur Hz, à l'aide de la courbe d'influence du sol de la figure 8. 20 Ensuite, on détermine, grâce à une première courbe de performances de l'aéronef 10 selon la première fonction fi correspondant aux conditions de vol de l'aéronef et en fonction de la première valeur A1, une seconde valeur A2 telle que A2 = o- (V!?NRO)2] comme indiqué sur la figure 7. 25 Enfin, on calcule à partir de la seconde valeur A2 une première puissance caractéristique Wk de l'aéronef 10 dans le cas d'un vol stationnaire hors effet de sol ou dans l'effet de sol en 3033316 fonction de la hauteur Hz de l'aéronef 10 par rapport au sol et selon le coefficient d'influence k, telle que Wk = k.A2.6.(NR)3. La puissance caractéristique de chaque turbomoteur 21,22 dans le cas d'un vol stationnaire hors effet de sol ou dans l'effet de sol est 5 alors égale à la moitié de cette première puissance caractéristique Wk de l'installation motrice. Afin de déterminer une seconde puissance caractéristique Wk=1 de l'aéronef 10 lors d'un vol stationnaire hors effet de sol, on définit le coefficient d'influence k égal à 1 et on calcule à partir de 10 la seconde valeur A2 la seconde puissance caractéristique Wk=1 telle que Wk-,i = NR 4Rol Afin de déterminer une troisième puissance caractéristique Wkmini de de l'aéronef 10 lors d'un vol stationnaire au niveau du sol, on définit le coefficient d'influence k minimum, tel que 15 kmini = 0.9 selon la courbe d'influence du sol de la figure 8 et on calcule à partir de la seconde valeur A2 la troisième puissance caractéristique Wkmini telle que Wkmini = (0.9).A2.CT.( 4NR)3 1R J 0 On peut ensuite déterminer les secondes valeurs PLX correspondant respectivement à la seconde puissance 20 caractéristique Wk,/ et à la troisième puissance caractéristique Wkmini, puis les afficher sur le moyen de visualisation 4 par l'intermédiaire des repères 34 et 35 du cadran 30 sur la figure 4 et des repères 44 et 45 de l'échelle 55 sur la figure 5. De plus, sur l'échelle 60 de la figure 5, un repère 61 indique la hauteur Hzk la 25 plus basse correspond au coefficient k égal à 1. Cette hauteur Hzk la plus basse est définie par la courbe représentée sur la figure 8, fournissant la variation du coefficient k selon la hauteur Hz. Ainsi, le pilote de l'aéronef 10 visualise la hauteur Hzk qu'il atteindra s'il modifie progressivement la valeur courante de pas collectif 3033316 46 jusqu'au repère 44 correspondant à la seconde valeur PLX qui correspond à la seconde puissance caractéristique Wk.i. Par contre, cette modification de la valeur du pas collectif doit être progressive afin de limiter les effets dynamiques et d'inertie de 5 cette descente de l'aéronef 10. L'aéronef 10 peut également réaliser de façon automatique une descente lente vers un atterrissage suite au calcul de la première puissance caractéristique Wk et de la troisième puissance caractéristique Wkmini. 10 Dans ce but, on détermine le couple que doit fournir chaque turbomoteur 21,22 correspondant à une puissance de descente comprise entre la troisième puissance caractéristique Wkmini et la première puissance caractéristique Wk, en prenant en compte la puissance accessoire et éventuellement un coefficient de sécurité, 15 puis on applique ce couple à chaque turbomoteur 21,22. On ajuste ensuite le coefficient d'influence k lors de la descente de l'aéronef 10 en fonction de la réduction de la hauteur Hz et par la suite la première puissance caractéristique Wk, et en conséquence le couple que doit fournir chaque turbomoteur 21,22 jusqu'à 20 l'atterrissage de l'aéronef 10. On peut également déterminer le pas collectif des pales principales 12 du rotor principal 11 correspondant à cette puissance de descente comprise entre la troisième puissance caractéristique Wkmini et la première puissance caractéristique Wk. 25 On applique le pas collectif aux pales principales 12 du rotor principal 11, via par exemple un pilote automatique de l'aéronef 10, réalisant ainsi automatiquement une descente lente vers un atterrissage de l'aéronef 10. La valeur de ce pas collectif est ensuite ajustée suite à la descente de l'aéronef 10 et la variation 3033316 47 du coefficient d'influence k est ajustée en fonction de la réduction de la hauteur Hz. De plus, à partir de la puissance totale maximum disponible au niveau de l'installation motrice 20 et grâce aux premières 5 courbes de performances selon la première fonction fi représentée sur figure 7, il est possible de déterminer la masse maximale transportable par l'aéronef 10. En effet, la masse maximale transportable est la différence entre la masse de l'aéronef 10 pour laquelle la puissance totale fournie par l'installation motrice 20 est 10 égale à cette puissance totale maximum disponible, en prenant en compte la marge de puissance disponible et la masse instantanée estimée Minst de l'aéronef 10. Cette masse maximale transportable peut alors être indiquée au pilote de l'aéronef 10 sur le moyen de visualisation 4 par l'intermédiaire d'une indication visuelle 38,48. 15 Lorsque l'aéronef 10 est en vol de croisière, les caractéristiques fonctionnelles de l'aéronef 10 sont caractérisées par une série de secondes courbes de performances représentées sur la figure 9. Ces secondes courbes de performances sont définies par une seconde formule W = f2(Vh), Vh étant la vitesse 20 horizontale de l'aéronef 10 et f2 étant une seconde fonction représentée par une série de secondes courbes de performances de l'aéronef 10. Sur la figure 9, les abscisses de ces premières courbes de performances sont constituées par la vitesse horizontale Vh de l'aéronef 10 et leurs ordonnées par la puissance 25 de vol W de l'aéronef 10. Ces secondes courbes de performances passent par une puissance minimale consommée par l'installation motrice 20 qui est une quatrième puissance caractéristique Wend permettant d'obtenir une consommation minimale pour l'installation motrice 20 et une 30 durée maximale de vol de l'aéronef 10 dans les conditions de ce 3033316 48 vol de croisière. Un premier point caractéristique Ci de cette quatrième puissance caractéristique Wend est déterminé sur la figue 13 par le point de tangence entre une droite horizontale et la seconde courbe de performances qui correspond aux conditions de 5 vol de l'aéronef 10. La première vitesse horizontale caractéristique Vend correspondant à cette quatrième puissance caractéristique Wend est également définie par ce premier point caractéristique Ci. A partir de ces secondes courbes de performances, une cinquième puissance caractéristique Wrange range et une seconde vitesse 10 horizontale caractéristique Vrange correspondant au meilleur compromis entre la vitesse d'avancement de l'aéronef et sa puissance consommée permettant d'obtenir une distance franchissable maximale par l'aéronef 10 dans les conditions de ce vol de croisière peuvent être déterminées. Un second point 15 caractéristique C2 de cette cinquième puissance caractéristique Wrange est déterminé sur la figue 13 par l'intersection entre la seconde courbe de performances qui correspond aux conditions de vol de l'aéronef 10 et une droite tangente à cette seconde courbe et passant par le point origine du repère de cette figure 9. La 20 seconde vitesse horizontale caractéristique Vrange correspondant à cette cinquième puissance caractéristique Wrange range est également définie par ce second point caractéristique C2. En cas de vent longitudinal subi par l'aéronef 10, cette droite tangente à la seconde courbe ne passe pas par le point origine du 25 repère de la figure 9, mais par un point décalé sur l'axe des abscisses du point origine du repère selon la valeur de la vitesse du vent longitudinal. Ainsi, en cas de vent de face subi par l'aéronef 10, la cinquième puissance caractéristique Wrange range et la seconde vitesse horizontale caractéristique Vrange sont définies par 30 le troisième point caractéristique C3 de la figure 9, la vitesse du vent de face Vvf étant positive. De même, en cas de vent arrière 3033316 49 subi par l'aéronef 10, la cinquième puissance caractéristique Wrange range et la seconde vitesse horizontale caractéristique Vran,ge sont définies par le quatrième point caractéristique C4 de la figure 9, la vitesse du vent arrière Vva étant négative. 5 On peut ensuite déterminer les secondes valeurs PAX correspondant respectivement à la quatrième puissance caractéristique Wend et à la cinquième puissance caractéristique Wrange, puis les afficher sur le moyen de visualisation 4 par l'intermédiaire des repères 32 et 33 sur la figure 4 et des repères 10 42 et 43 sur la figure 6. Comme indiqué sur la figure 6, on peut également afficher sur la seconde sous-échelle 56 indiquant la vitesse d'avancement longitudinale de l'aéronef 10, la première vitesse horizontale caractéristique Vend et la seconde vitesse horizontale caractéristique Vrange. 15 Lorsque l'aéronef 10 est en vol ascensionnel, des caractéristiques fonctionnelles de l'aéronef 10 sont caractérisées par une série de troisièmes courbes de performances représentées sur la figure 10. Ces troisièmes courbes de performances sont définies par une troisième formule (i4--T-) = f3 () W étant la Vy 20 puissance de vol de l'aéronef 10, Vy étant la vitesse verticale optimale de montée de l'aéronef 10 et f3 étant une troisième fonction représentée par une série de troisièmes courbes de performances de l'aéronef 10. Le rapport (11) est ainsi obtenu Vy pour une vitesse verticale Vz de l'aéronef égale à la vitesse 25 optimale de montée Vy et permet de déterminer une sixième puissance caractéristique Wvy correspondant à un vol ascensionnel de l'aéronef 10 à la vitesse optimale de montée Vy. On calcule une troisième valeur A3 telle que A3 = CL10.) connaissant la masse M de l'aéronef 10 et le coefficient de 3033316 réduction a. On détermine ensuite grâce à une troisième courbe de performances de l'aéronef 10 correspondant aux conditions de vol de l'aéronef selon la troisième fonction f3 et en fonction de la troisième valeur A3 une quatrième valeur A4, telle que A4 = f3 C). 5 Puis, on calcule à partir de la quatrième valeur A4, la sixième puissance caractéristique Wvy correspondant à la vitesse optimale de montée Vy, telle que Wv3, = Naturellement, la présente invention est sujette à de nombreuses variations quant à sa mise en oeuvre. Bien que 10 plusieurs modes de réalisation aient été décrits, on comprend bien qu'il n'est pas concevable d'identifier de manière exhaustive tous les modes possibles. Il est bien sûr envisageable de remplacer un moyen décrit par un moyen équivalent sans sortir du cadre de la présente invention. 15 REVENDICATIONS1. Procédé de détermination de paramètres caractéristiques du fonctionnement d'un véhicule (10), ledit véhicule (10) comportant une installation motrice (20) munie d'au moins un moteur (21,22) et d'un moyen de transmission mécanique de puissance (23), des moyens de commande (24,25,26) des déplacements dudit véhicule (10), une pluralité de capteurs (5-8), au moins un moyen de calcul (2), au moins une mémoire (3) et au moins un moyen de visualisation (4), au cours duquel - on mesure différentes informations relatives à l'environnement dudit véhicule (10), et/ou à l'état et au fonctionnement dudit véhicule (10) et de ladite installation motrice (20) et/ou à l'état desdits moyens de commande (24,25,26), et/ou à la position et aux déplacements dudit véhicule (10) par rapport à son environnement, - on détermine au moins une première valeur P, lim correspondant à une valeur limite qu'un paramètre P1 ne doit pas dépasser, Pi étant un paramètre relatif à l'état ou au fonctionnement dudit véhicule (10), ou à l'état ou au fonctionnement de ladite installation motrice (20) ou à l'état desdits moyens de commande (24,25,26) ou à la position, ou aux déplacements dudit véhicule (10) par rapport à son environnement, - on détermine au moins une seconde valeur P; _X à laquelle ledit paramètre P, doit être égal afin que ledit véhicule (10) puisse effectuer une manoeuvre X prédéterminée, et - on affiche simultanément sur une même représentation de type graphique chaque première valeur P, lim et chaque seconde valeur P,_X afin de mettre clairement en évidence la position 3033316 52 relative d'une première valeur PLIim vis-à-vis de chaque seconde valeur Pi X pour chaque paramètre P,. 2. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce que : 5 - on détermine au moins une troisième valeur Pi inst égale à une valeur instantanée de chaque paramètre Pi et - on affiche sur ladite représentation de type graphique chaque troisième valeur Pi inst. 3. Procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 2, 10 caractérisé en ce que l'on affiche chaque seconde valeur P; _X et chaque troisième valeur Pi inst le cas échéant sur ledit moyen de visualisation (4) selon un pourcentage vis-à-vis de ladite première valeur P, //m correspondant audit paramètre Pi. 4. Procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 2, 15 caractérisé en ce que l'on affiche chaque première valeur P, lim, chaque seconde valeur P; _X et chaque troisième valeur PLinst le cas échéant sur ledit moyen de visualisation (4) selon un pourcentage vis-à-vis d'une valeur de référence dudit paramètre 5. Procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 2, 20 caractérisé en ce que, ledit véhicule (10) étant un aéronef à voilure tournante comportant un rotor principal (11) muni de pales principales (12), un moyen de commande (24,25,26) étant un moyen de commande de la variation du pas collectif desdites pales principales (12), on affiche des valeurs de pas collectif des pales 25 principales (12) correspondant respectivement à chaque première valeur P, lim, à chaque seconde valeur P,Xet à chaque troisième valeur P, inst le cas échéant respectivement à chaque première 3033316 53 valeur P, lim, à chaque seconde valeur P,_X et à chaque troisième valeur Pi inst le cas échéant sur ledit moyen de visualisation (4). 6. Procédé selon l'une quelconque des revendications 2 à 5, caractérisé en ce que l'on affiche chaque première valeur PLIim, 5 chaque seconde valeur P; _X et chaque troisième valeur PLinst sur un Instrument de Première Limitation IPL dudit véhicule (10). 7. Procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 6, caractérisé en ce que : - on détermine une marge de puissance disponible de chaque 10 moteur (21,22) de ladite installation motrice (20) vis-à-vis d'une puissance minimale garantie, ladite marge de puissance disponible caractérisant un état de vieillissement de chaque moteur (21,22) de ladite installation motrice (20), - on détermine une puissance maximum disponible au niveau de 15 chaque moteur (21,22) de ladite installation motrice (20) en prenant en compte ladite marge de puissance disponible, on détermine au moins une puissance caractéristique de chaque moteur (21,22) de ladite installation motrice (20) correspondant à la réalisation d'une manoeuvre X 20 prédéterminée dudit véhicule (10), - on détermine au moins une première valeur Pi_lim correspondant à ladite puissance maximum disponible de chaque moteur (21,22) de ladite installation motrice (20), et - on détermine au moins une seconde valeur P; _X correspondant 25 à une puissance caractéristique de chaque moteur (21,22) pour la réalisation d'une manoeuvre X prédéterminée dudit véhicule (10). 8. Procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 6, 3033316 54 caractérisé en ce que : - on détermine une marge de puissance disponible de chaque moteur (21,22) de ladite installation motrice (20) vis-à-vis d'une puissance minimale garantie, ladite marge de puissance 5 disponible caractérisant un état de vieillissement de chaque moteur (21,22) de ladite installation motrice (20), - on détermine une puissance instantanée Wminst fournie par chaque moteur (21,22) de ladite installation motrice (20), -on détermine une puissance maximum disponible au niveau de 10 chaque moteur (21,22) de ladite installation motrice (20) en prenant en compte ladite marge de puissance disponible, -on détermine au moins une puissance caractéristique de chaque moteur (21,22) de ladite installation motrice (20) correspondant à la réalisation d'une manoeuvre X 15 prédéterminée dudit véhicule (10), - on détermine au moins une première valeur P,_lim correspondant à ladite puissance maximum disponible de chaque moteur (21,22) de ladite installation motrice (20), - on détermine au moins une seconde valeur P; _X correspondant 20 à une puissance caractéristique de chaque moteur (21,22) pour la réalisation d'une manoeuvre X prédéterminée dudit véhicule (10) et - on détermine au moins une troisième valeur Pi_inst correspondant à ladite puissance instantanée Wminst fournie 25 par chaque moteur (21,22). 9. Procédé selon l'une quelconque des revendications 7 à 8, caractérisé en ce que l'on détermine une masse instantanée estimée Mittst dudit véhicule (10) afin de déterminer chaque puissance caractéristique. 30 10. Procédé selon la revendication 9, 3033316 55 caractérisé en ce que l'on détermine, à partir d'une puissance totale maximum disponible au niveau de ladite installation motrice (20) égale à la somme desdites puissance maximum disponibles au niveau de chaque moteur (21,22), une masse maximale 5 transportable par ledit véhicule (10), ladite masse maximale transportable étant la différence entre la masse dudit véhicule (10) pour laquelle une puissance totale fournie par ladite installation motrice (20) est égale à ladite puissance totale maximum disponible selon des courbes de performances dudit véhicule (10) 10 en prenant en compte ladite marge de puissance disponible et ladite masse instantanée estimée Minst dudit véhicule (10). 11.Procédé selon l'une quelconque des revendications 7 à 9, caractérisé en ce que, ledit véhicule (10) étant un aéronef à voilure tournante comportant un rotor principal (11) muni de pales 15 principales (12), un rotor anticouple (13) muni de pales secondaires (14), ledit moyen de transmission mécanique de puissance (23) étant une boîte de transmission principale de puissance entraînant en rotation ledit rotor principal (11) et ledit rotor anticouple (13), lorsque ledit aéronef (10) est en vol 20 stationnaire, sa vitesse horizontale Vh et sa vitesse verticale Vz étant sensiblement nulles, les caractéristiques fonctionnelles dudit aéronef (10) étant notamment caractérisées par une série de premières courbes de performances selon une première formule NR (NR013 = . 0- 1, W étant une puissance de vol dudit aéronef J Jf1 NR J 25 (10), u étant un coefficient de réduction, k étant un coefficient d'influence du sol sur le comportement dudit aéronef (10) en fonction de la hauteur Hz dudit aéronef (10) par rapport audit sol, M étant ladite masse estimée dudit aéronef (10), NR0 étant une vitesse de consigne de rotation dudit rotor principal (11), NR étant 30 la vitesse réelle de rotation dudit rotor principal (11) et fi étant une 3033316 56 première fonction représentée par une série de premières courbes de performances dudit aéronef (10), ladite puissance de vol W dudit aéronef (10) étant égale à la somme desdites puissances fournies par chaque moteur (21,22) de ladite installation motrice 5 (20) déduite d'une puissance accessoire nécessaire pour alimenter des équipements dudit aéronef (10), - on calcule ledit coefficient de réduction a tel que a =P) To 111 ) - on calcule une première valeur Ai telle que Al = ( cr "NRNR0 2 - on mesure ladite hauteur Hz dudit aéronef (10) par rapport 10 audit sol, - on détermine ledit coefficient d'influence k correspondant à ladite hauteur Hz, - on détermine, grâce à une première courbe de performances dudit aéronef (10) selon la première fonction fi correspondant 15 aux conditions de vol dudit aéronef (10) et en fonction de ladite première valeur A1, une seconde valeur A2 telle que ciRo 2 A2 =f1 F . , a NR)1 - on calcule à partir de ladite seconde valeur A2 une première puissance caractéristique Wk dudit aéronef (10) dans le cas 20 d'un vol stationnaire hors effet de sol ou dans l'effet de sol NR3 selon ledit coefficient d'influence k, telle que Wk = k.A2.C7.(-NR0) . 12. Procédé selon la revendication 11, caractérisé en ce que - on définit ledit coefficient d'influence k égal à 1 correspondant 25 à un vol stationnaire hors effet de sol dudit aéronef (10) et on calcule à partir de ladite seconde valeur A2 une seconde puissance caractéristique Wk=1 dudit aéronef (10) dans le cas 3033316 57 d'un vol stationnaire hors effet de sol dudit aéronef (10) telle (NNRR03. que Wic=i = A2. 13. Procédé selon la revendication 12, caractérisé en ce que l'on affiche, sur une échelle 60 représentant 5 la hauteur Hz de l'aéronef 10 par rapport au sol, un repère 61 indiquant la hauteur Hzk la plus basse correspond au coefficient k égal à 1. 14. Procédé selon la revendication 11, caractérisé en ce que 10 -on définit ledit coefficient d'influence k égal à une valeur minimale kmini correspondant à un vol stationnaire dudit aéronef (10) au niveau du sol et - on calcule à partir de ladite seconde valeur A2 ladite troisième puissance caractéristique Wkmini dudit aéronef (10) dans le cas 15 d'un vol stationnaire dudit aéronef (10) au niveau du sol telle NR)3 que Wkmini = kmini. A2. Cf. (- NR0 15. Procédé selon la revendication 11, caractérisé en ce que on définit ledit coefficient d'influence k égal à une valeur 20 minimale kmini correspondant à un vol stationnaire dudit aéronef (10) au niveau du sol, on calcule à partir de ladite seconde valeur Az une troisième puissance caractéristique Wkmini dudit aéronef (10) dans le cas d'un vol stationnaire au niveau du sol telle que 25 ( NR Wkmini = kmini- A2- NR0 3033316 58 on détermine un couple total que doit fournir ladite installation motrice (20) correspondant à une puissance de ladite installation motrice (20) comprise entre ladite troisième puissance caractéristique Wkmini et ladite première puissance 5 caractéristique Wk, on applique ledit couple total à ladite installation motrice (20), réalisant ainsi automatiquement une descente lente vers un atterrissage, - on ajuste ledit coefficient d'influence k, lors de la descente 10 de l'aéronef (10) en fonction de la réduction de ladite hauteur Hz et par la suite ladite première puissance caractéristique Wk, et en conséquence ledit couple total que doit fournir ladite installation motrice (20) jusqu'à l'atterrissage dudit aéronef (10). 15 16. Procédé selon la revendication 11, caractérisé en ce que, des moyens de commande (24,25,26) étant des moyens de commande de la variation du pas collectif et du pas cyclique desdites pales principales (12), -on définit ledit coefficient d'influence k égal à une valeur 20 minimale k Inini correspondant à un vol stationnaire dudit aéronef (10) au niveau du sol, - on calcule à partir de ladite seconde valeur A2 une troisième puissance caractéristique Wkmini dudit aéronef (10) dans le cas d'un vol stationnaire niveau du sol telle que NR)3 25 Wkmini = kmini- AZ. a- Nizo - on détermine un pas collectif desdites pales principales (12) correspondant à une puissance de ladite installation motrice (20) comprise entre ladite troisième puissance caractéristique Wkmini et ladite première puissance caractéristique Wk, 3033316 59 - on applique ledit pas collectif auxdites pales principales (12) réalisant ainsi automatiquement une descente lente vers un atterrissage, - on ajuste ledit coefficient d'influence k lors de la descente de 5 l'aéronef (10) en fonction de la réduction de ladite hauteur Hz et par la suite ladite troisième puissance caractéristique Wk, et en conséquence ledit pas collectif jusqu'à l'atterrissage dudit aéronef (10). 17. Procédé selon l'une quelconque des revendications 7 à 9, 10 caractérisé en ce que, lorsque ledit aéronef (10) est en vol de croisière, sa vitesse verticale Vz étant sensiblement nulle, une série de secondes courbes de performances selon une seconde formule W = f2(Vh), W étant une puissance de vol dudit aéronef (10) et Vh étant ladite vitesse horizontale dudit aéronef (10), une droite 15 horizontale tangente à ladite seconde courbe qui correspond aux conditions de vol dudit aéronef (10) permet de déterminer une quatrième puissance caractéristique Wend dudit aéronef (10) et une première vitesse horizontale caractéristique Vend dudit aéronef (10) permettant d'obtenir une durée maximale de vol dudit aéronef (10), 20 ladite puissance de vol W dudit aéronef (10) étant égale à la somme desdites puissances fournies par chaque moteur (21,22) de ladite installation motrice (20) déduite d'une puissance accessoire nécessaire pour alimenter des équipements dudit aéronef (10). 18. Procédé selon l'une quelconque des revendications 7 à 9, 25 caractérisé en ce que, lorsque ledit aéronef (10) est en vol de croisière, sa vitesse verticale Vz étant sensiblement nulle, une série de secondes courbes de performances selon une seconde formule W = f2(Vh), W étant une puissance de vol dudit aéronef (10), Vh étant ladite vitesse horizontale dudit aéronef (10) et f2 30 étant une seconde fonction représentée par une série de secondes 3033316 60 courbes de performances de l'aéronef (10), une droite tangente à ladite seconde courbe qui correspond aux conditions de vol dudit aéronef (10) et passant par le point origine du repère de ladite seconde courbe permet de déterminer une cinquième puissance 5 caractéristique w - range dudit aéronef (10) et une seconde vitesse horizontale caractéristique Vrange dudit aéronef (10) permettant d'obtenir une distance franchissable maximale par ledit aéronef (10), ladite puissance de vol W dudit aéronef (10) étant égale à la somme desdites puissances fournies par chaque moteur (21,22) de 10 ladite installation motrice (20) déduite d'une puissance accessoire nécessaire pour alimenter des équipements dudit aéronef (10). 19. Procédé selon la revendication 18, caractérisé en ce qu'en cas de vent longitudinal subi par ledit aéronef (10), ladite droite tangente à ladite seconde courbe ne 15 passe pas par ledit point origine dudit repère de ladite seconde courbe, mais par un point décalé sur l'axe des abscisses dudit point origine dudit repère selon la valeur de la vitesse dudit vent longitudinal. 20. Procédé selon l'une quelconque des revendications 7 à 9, 20 caractérisé en ce que, lorsque ledit aéronef (10) est en vol ascensionnel, sa vitesse verticale Vz étant non nulle, des caractéristiques fonctionnelles dudit aéronef (10) étant notamment caractérisées par une série de troisièmes courbes de performances selon une troisième formule (1±') = fil a), W étant une puissance e Vy a 25 de vol dudit aéronef (10), a étant un coefficient de réduction, M étant ladite masse estimée dudit aéronef (10), Vy étant ladite vitesse verticale optimale de montée dudit aéronef (10), f3 étant une troisième fonction représentée par une série de troisièmes courbes de performances dudit aéronef (10), le rapport (±,-) étant e Vy 3033316 61 obtenu pour une vitesse verticale Vz dudit aéronef égale à ladite vitesse optimale de montée Vy dudit aéronef, de sorte que une sixième puissance caractéristique Wvy dudit aéronef (10) corresponde à ladite vitesse optimale de montée Vy, ladite 5 puissance de vol W dudit aéronef (10) étant égale à la somme desdites puissances fournies par chaque moteur (21,22) de ladite installation motrice (20) déduite d'une puissance accessoire nécessaire pour alimenter des équipements dudit aéronef (10) Po - on calcule ledit coefficient de réduction a tel que a- = To ' 10 - on calcule une troisième valeur A3 telle que A3 = - on détermine grâce à une troisième courbe de performances dudit aéronef (10) selon la troisième fonction f3 correspondant aux conditions de vol dudit aéronef (10) et en fonction de ladite troisième valeur A3 une quatrième valeur A4, telle que 15 A4 = f3(1.%-ier), - on calcule à partir de ladite quatrième valeur A4, ladite sixième puissance caractéristique Wvy correspondant à ladite vitesse optimale de montée Vy, telle que Wvy = A4. CT. 21. Procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 20 20, caractérisé en ce que ledit paramètre Pi est choisi dans la liste suivante ou bien est une combinaison logique ou arithmétique d'au moins deux éléments de ladite liste suivante : - un couple total fourni par ladite installation motrice (20) ou 25 bien un couple en sortie du moyen de transmission mécanique de puissance (23) ou bien un couple fourni par un moteur (21,22), 3033316 62 - une puissance totale fournie par ladite installation motrice (20) ou bien une puissance fournie par un desdits turbomoteurs (21,22), - une vitesse dudit véhicule (10) par rapport à l'air ou bien une 5 vitesse dudit véhicule (10) par rapport au sol, - une hauteur dudit véhicule (10) par rapport à une référence, - une température à l'intérieur d'un moteur (21,22), - une vitesse de rotation d'un élément d'un moteur (21,22). 22. Procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 10 21, caractérisé en ce que, lorsque ledit véhicule (10) est un aéronef à voilure tournante comportant un rotor principal (11) muni de pales principales (12), un rotor anticouple (13) muni de pales secondaires (14), ledit moyen de transmission mécanique de 15 puissance (23) étant une boîte de transmission principale de puissance entraînant ledit rotor principal (11) et ledit rotor anticouple (13), des moyens de commande (24,25,26) étant des moyens de commande de la variation du pas collectif et du pas cyclique desdites pales principales (12) et du pas collectif desdites 20 pales secondaires (14), ledit paramètre P1 est choisi dans la liste suivante ou bien est une combinaison logique ou arithmétique d'au moins deux éléments de ladite liste suivante : - un couple total fourni par ladite installation motrice (20) ou bien un couple fourni par un moteur (21,22) ou bien un couple 25 rotor au niveau d'un mât d'entrainement en rotation dudit rotor principal (11) ou bien un couple au niveau dudit rotor anticouple (13), - une puissance totale fournie par ladite installation motrice (20) ou bien une puissance fournie par un desdits turbomoteurs 30 (2 1,2 2), 3033316 63 - une vitesse dudit aéronef (10) par rapport à l'air ou bien une vitesse dudit aéronef (10) par rapport au sol, - une hauteur dudit aéronef (10) par rapport à une référence, - une température à l'intérieur d'un moteur (21,22), 5 - une vitesse de rotation d'un élément d'un moteur (21,22), - une position de gouverne dudit aéronef (10) ou une valeur de pas desdites pales principales (12) dudit rotor principal (11) ou bien desdites pales secondaires (14) dudit rotor anticouple (13), 10 - une position de commande du pas collectif desdites pales principales (12) dudit rotor principal (11), - une position de commande du pas cyclique desdites pales principales (12) dudit rotor principal (11), - une position de commande de pas collectif desdites pales 15 secondaires (14) dudit rotor anticouple (13). 23. Procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 22, caractérisé en ce que lesdites secondes valeurs P,_X à laquelle ledit paramètre P; doit être égal afin que ledit véhicule (10) puisse 20 effectuer une manoeuvre X prédéterminée forment une plage de valeurs dudit paramètre P,. 24. Procédé selon l'une quelconque des revendications 2 à 23, caractérisé en ce que, au moins une troisième valeur PLinst égale 25 à une valeur instantanée de chaque paramètre P, étant déterminée, on affiche chaque première valeur P,_lim, chaque seconde valeur P,_Xet chaque troisième valeur P, inst pour ledit paramètre P, parmi au moins deux paramètres (P,,PJ) pour lequel une différence entre ladite première valeur P, lim et la troisième valeur Pi inst 3033316 64 associées respectivement à chaque paramètre (Pi,Pj) est la plus faible. 25.Dispositif (1) de détermination de paramètres caractéristiques du fonctionnement d'un véhicule (10), ledit 5 véhicule (10) comportant une installation motrice (20) munie d'au moins un moteur (21,22) et d'un moyen de transmission mécanique de puissance (23) ainsi que des moyens de commande (24,25,26), ledit dispositif (1) comportant une pluralité de capteurs (5-8), au moins un moyen de calcul (2), au moins une mémoire (3) et au 10 moins un moyen de visualisation (4), lesdits capteurs (5-8) fournissant des mesures de différentes informations relatives à l'environnement dudit véhicule (10) et/ou à l'état et au fonctionnement dudit véhicule (10) et de ses équipements et/ou à la position et aux déplacements dudit véhicule (10) par rapport à 15 son environnement, chaque moyen de calcul (2) recevant lesdites mesures desdits capteurs (5-8) et traitant lesdites informations, caractérisé en ce que ladite mémoire (3) stocke des courbes de performances dudit véhicule (10) et des instructions de calcul, ledit moyen de calcul (2) utilisant lesdites instructions de calcul afin de 20 mettre en oeuvre le procédé de détermination de paramètres caractéristiques du fonctionnement dudit véhicule (10) selon l'une quelconque des revendications 1 à 24.