Brevet FR3112212A1 — publié le 20220107

TITRE : Dispositif d’obtention de paramètres anémométriques entourant un aéronef. Dispositif de mesure de paramètres anémométriques d’un aéronef traversant une masse d’air ambiante environnant ce dit aéronef, ce dit dispositif étant placé sur ce dit aéronef, ce dit aéronef comprenant un centre de gravité, ce dit dispositif comprenant quatre prises de pression statique locale (PS1), (PS2), (PS3, et (PS4), , placées sur l’extérieur de la peau de l’aéronef, deux des prises de pression statique locale (PS1), et (PS2) étant placées dans une zone de l’aéronef où la pression statique locale varie de plus de N pourcents, N étant un nombre strictement compris entre 2 et 50, lorsque la vitesse anémométrique de l’aéronef varie de la vitesse anémométrique nulle à la vitesse anémométrique maximale, toute chose étant égale par ailleurs, les deux autres prises de pression statique locale (PS3), et (PS4) étant placées dans une zone de l’aéronef où la pression statique locale varie de moins de N pourcents, et comprenant un moyen de calcul de la vitesse anémométrique de l’aéronef cette dite vitesse étant une fonction des quatre valeurs de pression statique. Figure pour l’abrégé : Fig. 1 Dispositif d’obtention de paramètres anémométriques entourant un aéronef. La présente invention concerne un dispositif d’obtention de paramètres anémométriques entourant un aéronef avec une grande précision et une grande fiabilité. Elle concerne principalement un ensemble de capteurs d’obtention de paramètres anémométriques entourant un aéronef sans création de trainée induite. Elle concerne principalement un ensemble de capteurs d’obtention de paramètres anémométriques entourant un aéronef ces dits capteurs étant insensibles aux conditions givrantes. Elle concerne principalement un ensemble de capteurs d’obtention de paramètres anémométriques entourant un aéronef ces dits capteurs ayant une faible masse et nécessitant une faible consommation électrique. L’invention trouve son utilité particulière dans le domaine aéronautique civil et militaire où la connaissance des paramètres aérodynamiques et/ou thermodynamiques, notamment la vitesse par rapport à l’air, l’incidence et le dérapage ainsi que la pression statique sont essentielles au pilotage et à la sécurité d’un aéronef. Description de l’art antérieur : Actuellement les sondes de pression totales (tubes de Pitot ou de Pr andtl) ainsi que les sondes de température totale sont placées à l’extérieur de l’aéronef dans le courant d’air et génèrent par leur présence une surconsommation de carburant importante. Lors de la navigation de l’aéronef, la sonde de mesure de vitesse doit fournir la vitesse anémométrique de l’aéronef. Ladite sonde doit être précise dans tout le domaine de vol de l’aéronef et peu sensible aux conditions atmosphériques. Pour cette raison les sondes de pression totale (tube de Pitot ou de Prandtl) sont fortement chauffées. Des prises de pression statiques, généralement placées sur les flancs de l’aéronef ou sur le tube de Pitot lui-même, permettent de déterminer la pression statique de l’atmosphère environnant l’aéronef. La combinaison de la pression totale et de la pression statique permet de déterminer la vitesse dite calculée exprimée en nombre de Mach ou en CAS (en anglais : Calculated Air speed). La valeur de la vitesse CAS doit être corrigée en fonction de la température totale pour obtenir la vitesse vraie (en anglais True Air Speed). Aujourd’hui la température totale est obtenue par une sonde qui est placée à l’extérieur de l’avion. Cette sonde est relativement lourde, introduit un frein aérodynamique générant une surconsommation de carburant importante surtout à vitesse élevée (Mach 0,8 par exemple). Cette sonde doit être en outre surchauffée pour ne pas givrer en conditions givrante, ce qui rend la mesure de la température totale de l’air ambiant très difficile et peu précise. Pour toutes ces raisons les sondes de température totale actuelles sont très imprécises, coutent cher, sont lourdes et entrainent une surconsommation de carburant de par leur trainée et entrainent une surconsommation d’énergie électrique qui n’est pas toujours disponible (surtout en cas de panne d’un moteur). Les sondes d’incidence sont de plus en plus utilisées dans l’aviation civile et militaire. En effet sur les avions d’armes le pilotage est réalisé en fonction de l’incidence. Pour les avions civils, l’incidence n’était utilisée jadis que pour des fonctions d’indications et d’alarme. Plusieurs accidents et incidents graves (civils et militaires) ont eu lieu suite à des pannes liées aux sondes d’incidence utilisées actuellement. De nombreux accidents et incidents graves comme les crashs du Boeing 737 MAX de la compagnie « LION AIR » du 28 octobre 2018 et de la compagnie « Ethiopians Airline » le 10 mars 2019 sont initialement dus à une panne de sonde d’incidence. Les sondes d’incidence actuelles sont en général des ailettes qui tournent autour d’un axe perpendiculaire au fuselage et qui suivent le flux d’air. Cet aspect mécanique confère à ces sondes une fiabilité apparemment trop faible. Un des problèmes techniques qui se posent lors de l’utilisation de sondes actuelles est qu’elles sont placées dans le courant d’air à l’extérieur de l’aéronef, et donc qu’elles sont sensibles aux conditions atmosphériques et aux chocs (oiseaux, grêlons, …). Il faut donc les sur-dimensionner ce qui entraine un surplus de poids dégradant de façon significative les performances. La trainée induite dégrade encore plus les performances. La consommation électrique nécessaire pour éviter le givrage dégrade encore plus les performances de l’aéronef. Les fiabilités associées de ces sondes ne sont pas apparemment suffisantes pour assurer le niveau très élevé de fiabilité globale aéronef exigé aujourd’hui. La présente invention a pour objet principal un système résolvant les problèmes énoncés précédemment, ce dit système permettant de connaitre en temps réel les valeurs de pression statique, de température totale et statique, de vitesse anémométrique (Mach, CAS, vitesse corrigée et indiquée), d’incidence et de dérapage sans générer de trainée supplémentaire, avec une consommation électrique très faible, et une masse faible. Pour un aéronef il est extrêmement important de ne pas l’alourdir, ni d’augmenter le coût de fabrication et de maintenance. Il est donc fondamental d’obtenir les informations de pilotage utiles à la conduite du vol mais avec une masse minimale et un coût minimal. A l’avenir, notamment pour les avions à hydrogène, ou utilisant des énergies propres, ils ne pourront disposer de beaucoup d’énergie pour les servitudes. Il est donc primordial de minimiser la trainée, la masse et la consommation des systèmes anémométriques et notamment des capteurs. La présente invention a comme but essentiel de supprimer les protubérances des capteurs actuels notamment ceux mesurant les pressions d’arrêt notamment pour la sonde de Pitot et les sondes de température totale. Pour un pilote d’aéronef et pour les systèmes avions, il est primordial de connaitre la pression statique à l’infini amont, la vitesse anémométrique, l’incidence, le dérapage et la température totale et statique en minimisant la masse, la trainée, la consommation électrique et le coût de possession du système. L’invention vise à pallier tout ou partie des problèmes cités précédemment. Plus particulièrement, la présente invention vise à décrire un ensemble de capteurs anémométriques permettant de mesurer les principaux paramètres anémométriques d’un aéronef, et ceci à faible coût, faible volume, faible masse permettant de déterminer avec une excellente précision les paramètres aérodynamiques d’un aéronef par rapport à l’air ambiant à partir principalement de la mesure des pressions statiques absolues et différentielles, ledit dispositif ayant un emplacement particulier sur la peau externe de l’aéronef. Actuellement l’aviation commerciale est relativement sûre si l’on rapporte le nombre d’accidents aux kilomètres passagers parcourus. Toutefois le nombre d’accidents est encore trop élevé. L’impact médiatique d’un accident grave est considérable et ralentit notablement le développement d’une industrie qui devrait encore se développer dans les années futures. Plusieurs accidents sont dus de façon certaine à la mauvaise indication des sondes de vitesses. Dans d'autres cas graves de fausses indications de vitesses sont suspectées d'avoir été la cause directe ou indirecte d'incidents graves. Les cas de mauvais fonctionnement des sondes actuelles ont généralement lieu dans des conditions météorologiques exceptionnellement difficiles (givrage et/ou fortes pluies). Il existe un mode commun de défaillance lorsque toutes les sondes traversent les mêmes conditions météorologiques exceptionnelles. En effet à partir du moment où un orifice est placé vers l'avant, la probabilité qu'il soit obturé par un grêlon ou un trop fort débit d'eau n'est pas nulle. Les objectifs de l'invention proposée ici permettent de résoudre les problèmes posés de la fiabilité des capteurs anémométriques notamment en conditions givrantes et/ou sous fortes pluies en s'affranchissant complètement des conditions givrantes et/ou de fortes pluies et ceci dans tout le domaine de vol. Elle combat l'idée universellement acceptée que seules les sondes comprenant une protubérance externe, placée dans le courant d’air ambiant permettent de mesurer de façon suffisamment précise les paramètres anémométriques de la masse d’air environnant un aéronef civil ou militaire dans tout le domaine de vol. Cette présente invention permet de résoudre également les problèmes de fiabilité des capteurs anémométriques, tout en réduisant la trainée, la masse, ainsi que le coût de possession. L'invention permet également de proposer une solution complémentaire aux sondes actuelles en créant un ensemble de mesures redondantes en éliminant les modes commun de défaillance de la mesure. Dans la description ci-après les termes mentionnés auront la définition suivante : - Couche limite : c’est la couche d’air qui frotte sur le solide en mouvement dans le fluide. Par exemple pour un aéronef la couche limite est très faible (quelques millimètres sur les parties avant du fuselage de l’aéronef ou sur les bords d’attaque des ailes et empennages) et de quelques centimètres voir quelques dizaines de centimètres à l’arrière du fuselage de l’aéronef. - Nombre de Mach : rapport entre la vitesse de l’aéronef et la vitesse du son. La vitesse exprimée en nombre de Mach est dépendante de la température. - Vitesse CAS : (en anglais Calculated Air Speed) : est la vitesse d’un objet dans l’air calculé à partir de la pression totale et de la pression statique. Cette vitesse est indépendante de la température. Elle est généralement exprimée en Nœuds. Pour une pression statique donnée, il existe une relation biunivoque entre le nombre de Mach et la CAS. - Température totale : c’est la température mesurée par une sonde qui arrête l'écoulement de façon isentropique. La température totale est actuellement mesurée par une sonde placée dans le courant d’air et comprenant une ouverture vers l’avant de l’aéronef. La sonde est conçue pour que l’air qui rentre dans la sonde soit arrêtée afin que l’énergie cinétique soit transformée en chaleur interne à la sonde, l’air étant comprimé. La température totale est donc supérieure à la température dite statique ou ambiante. La différence peut atteindre 40% en croisière (Mach 0,85). - Température Statique : c’est la température de l’air au repos. - Pression Totale : La pression totale dans l’air est la somme de la pression statique, de la pression dynamique - Pression Statique : La pression statique, dans un fluide en mouvement, est la pression que mesure un capteur qui se déplace à la même vitesse que le fluide. Il s'agit de la pression thermodynamique. C'est cette pression statique de laquelle découle les propriétés de densité, pour une température donnée et vice versa (voir loi des gaz parfaits). - Pression Dynamique : est la pression exercée par un fluide sur un objet et qui est due au déplacement de ce fluide autour de cet objet. - Temps de calcul quasi-réel : temps de calcul inférieur à une fraction de seconde. - Pression statique de la masse d’air ambiante : c’est la pression existant dans la masse d’air entourant l'aéronef suffisamment loin de l’aéronef pour ne pas avoir de perturbation due à l’aéronef (à l’infini amont). - Pression statique locale : c’est la pression statique à un endroit de la surface de l’aéronef où la pression statique est prélevée. Les aéronefs, les hélicoptères et même les drones ont besoin de connaitre la vitesse par rapport à la masse d’air ambiant avec une grande précision. Une précision de 0,3 % semble être juste acceptable pour piloter un aéronef ou un drone en toute sécurité. Il est donc nécessaire d’atteindre au moins cette précision pour garantir la sécurité. Il est donc important de concevoir un dispositif de mesure de vitesse vraie fiable et insensible aux conditions givrantes et/ou aux fortes pluies. Pour cela il est nécessaire d’améliorer la fiabilité et si possible la précision des mesures des paramètres anémométriques. L’invention propose la suppression des protubérances actuelles notamment pour les sondes de prises de pression totale et les sondes de température totale en utilisant principalement plusieurs prises de pressions statiques locales. Ces prises de pressions statiques locales ont l’avantage d’être alignées avec la surface de la peau externe de l’aéronef et donc de ne pas générer de trainée supplémentaire et de ne pas devoir être exagérément surchauffées pour éviter le givrage et l’évacuation de fortes pluies. Leur masse et également plus faible et leur fiabilité grande. Les protubérances génèrent également des surconsommations d’énergie électriques, des surpoids, des surcoûts importants et dégradent la fiabilité des capteurs. L’invention parvient à résoudre les problèmes énoncés précédemment en proposant un dispositif de mesure de paramètres anémométriques d’un aéronef traversant une masse d’air environnant ce dit aéronef, ce dit dispositif étant placé sur ce dit aéronef, ce dit aéronef comprenant un centre de gravité O, cet aéronef ayant un plan de symétrie vertical lorsqu’il est posé sur un plan horizontal, cet aéronef se déplaçant vers l’avant, et pouvant évoluer dans un grand domaine de vitesses subsoniques et/ou supersoniques, cet aéronef comportant un axe longitudinal horizontal dirigé vers l’avant OX, et un axe OZ vertical dirigé vers le haut lorsque l’aéronef est posé sur un sol horizontal, tous les deux axes OX et OZ étant situés dans le plan de symétrie aéronef, ce dit dispositif comprenant - quatre prises de pression statique locale PS1, PS2, PS3 et PS4, placées sur l’extérieur de la peau de l’aéronef, la prise de pression statique locale PS1 où règne la pression statique locale P1, la prise de pression statique locale PS2 où règne la pression statique locale P2, la prise de pression statique locale PS3 où règne la pression statique locale P3, et la prise de pression statique locale PS4 où règne la pression statique locale P4, - les prises de pression statique locale PS1 et PS2 étant placées dans une zone de l’aéronef où la pression statique locale varie de plus de N pourcents, N étant un nombre strictement compris entre 2 et 50, lorsque la vitesse anémométrique de l’aéronef varie de la vitesse anémométrique nulle à la vitesse anémométrique maximale, toute chose étant égale par ailleurs, - les prises de pression statique locale PS3 et PS4 étant placées dans une zone de l’aéronef où la pression statique locale varie de moins de N pourcents, lorsque la vitesse anémométrique de l’aéronef varie de la vitesse anémométrique nulle à la vitesse anémométrique maximale, toute chose étant égale par ailleurs, - un moyen de calcul MCV de la vitesse anémométrique VA de l’aéronef exprimée en nombre de Mach ou en CAS (en Anglais Calculated Air Speed), cette dite vitesse VA étant une fonction F1 des quatre valeurs de pression statique locale P1, P2, P3 et P4, la valeur de VA étant de la forme : VA = F1 (P1, P2, P3, P4). Avantageusement, la vitesse anémométrique aéronef VA exprimée en nombre de Mach ou en CAS (en Anglais Calculated Air Speed) est fonction d’un paramètre C sans dimension et égal à (P3+P4-P1-P2)/(P3+P4), de telle sorte que VA = F2 (C) avec C = (P3+P4-P1-P2)/(P3+P4) Avantageusement, la prise de pression locale PS4 est située à moins d’un mètre de distance de la position symétrique de la prise de pression locale PS3 par rapport au plan de symétrie aéronef et la prise de pression locale PS2 est située à moins d’un mètre de distance de la position symétrique de la prise de pression locale PS1 par rapport au plan de symétrie aéronef. Avantageusement, le dispositif comprend en outre un moyen de calcul MCD du dérapage ALFA de l’aéronef, la valeur de l’angle ALFA étant une fonction F3 des quatre pressions P1, P2, P3, P4 et de VA de telle sorte que ALFA = F3 (P1, P2, P3, P4, VA) Avantageusement, l’angle de dérapage ALFA de l’aéronef est une fonction F4 d’un paramètre D sans dimension égal à (P1-P2)/(P3+P4) de telle sorte que la valeur de l’angle de dérapage soit égal à : ALFA = F4 (D, VA) avec D = (P1-P2)/(P3+P4) Avantageusement, le dispositif comprend en outre deux prises de pression statique locale PS5 et PS6 - placées sur l’extérieur de la peau de l’aéronef, et - placées sensiblement sur le plan de symétrie aéronef, et - placées de part et d’autre de l’axe longitudinal OX de l’aéronef, le dit dispositif comprenant en outre un moyen de calcul MCI de l’incidence I en fonction des valeurs des pressions statiques locales P5, P6, P3, P4 et VA de telle sorte que I = F5 (P5, P6, P3, P4, VA) Avantageusement, l’incidence est fonction d’un paramètre E égal à (P5-P6)/(P3+P4) de telle sorte que I = F6 (E, VA) avec E = (P5-P6)/(P3+P4) Avantageusement, le dispositif comprend en outre un moyen de mesure MCT de la température statique ou totale T de l’air ambiant. Avantageusement, le dispositif comprend en outre un moyen de mesure MVI de la vitesse indiquée anémométrique VI, à partir de la vitesse VA et de la température statique ou totale T de telle sorte que VI = F7 (VA, T) Avantageusement, le dispositif comprend - un capteur différentiel C1.2 placé entre les prises de pression statique locale PS1 et PS2 et mesurant la valeur de la pression P1.2 égale P1-P2, - un capteur différentiel C1.3 placé entre les prises de pression statique locale PS1 et PS3 et mesurant la valeur de la pression P1.3 égale P1-P3, - un capteur différentiel C2.4 placé entre les prises de pression statique locale PS2 et PS4, et mesurant la valeur de la pression P2.4 égale P2-P4, - un capteur différentiel C5.6 placé entre les prises de pression statique locale PS5 et PS6, et mesurant la valeur de la pression P5.6 égale P5-P6, - un capteur de pression absolue C3 relié à la prise de pression statique locale PS3, et mesurant la valeur de la pression P3, - un capteur de pression absolue C4 relié à la prise de pression statique locale PS4, et mesurant la valeur de la pression P4, Les valeurs de vitesse VA, dérapage ALFA, et incidence I étant alors fonctions des valeurs P1.2, P1.3, P2.4, P5.6, P3, et P4 de la façon suivante VA = F8 ((P1.3)+(P2.4))/(P3+P4) ALFA = F9 (P1.2/(P3+P4), VA) I = F10 (P5.6/(P3+P4), VA) VI = F11 (VA, T) D'autres caractéristiques et avantages de l'invention apparaîtront à la lecture de la description détaillée qui suit pour la compréhension de laquelle on se rapportera aux dessins annexés dans lesquels : [Fig. 1] est une représentation schématique de positions possibles des prises de pressions statiques locales suivant l’invention. [Fig. 2] est une représentation schématique des capteurs de pressions différentiels et absolus suivant un mode de réalisation préféré de réalisation de l’invention. [Fig. 3] est une représentation schématique des capteurs de pressions différentiels et absolus suivant un autre mode de réalisation préféré de réalisation de l’invention. Un des objets principaux de ce présent brevet d’invention est de supprimer les protubérances des capteurs anémométriques actuels pour les remplacer principalement par des capteurs de pression statique afin de diminuer drastiquement la trainée induite par ces capteurs actuels. Un premier mode préféré de réalisation suivant l’invention, est décrit ci-après. Cette description utilise les figures 1 et 2. Sur un aéronef, ici un avion de ligne mais ce pourrait être un avion militaire ou un drone, quatre prises de pression statiques locales PS1, PS2, PS3 et PS4 sont placées sur le fuselage de l’aéronef. Ces prises de pression prélèvent respectivement les pressions statiques locales P1, P2, P3 et P4. Les prises de pression statiques locales PS1 et PS2 sont dans une zone où la pression statique locale varie beaucoup avec la vitesse aéronef, alors que les prises de pressions statiques locales PS3 et PS4 sont dans une zone où la pression statique locale varie très peu avec la vitesse aéronef. Ces prises de pression prélèvent respectivement les pressions statiques locales P1, P2, P3 et P4. Ici la prise de pression statique locale PS1 est placée sur la ligne médiane, sur la partie gauche et à l’avant de l’appareil. La prise de pression statique locale PS2 est placée sur la ligne médiane, sur la partie droite et à l’avant de l’appareil. Ici les positions des prises de pression PS1 et PS2 sont symétriques par rapport au plan de symétrie aéronef. La prise de pression statique locale PS3 est placée sur la ligne médiane, sur la partie gauche et à au milieu de l’appareil. La prise de pression statique locale PS4 est placée sur la ligne médiane, sur la partie droite et au milieu de l’appareil. Ici les positions des prises de pression PS3 et PS4 sont symétriques par rapport au plan de symétrie aéronef. Dans cet exemple de réalisation préférée, un capteur de pression différentiel C1.2 est placé entre les prises de pression PS1 et PS2. Ce capteur mesure le différentiel de pression P1.2 égal à P1-P2. Un capteur de pression différentiel C1.3 est placé entre les prises de pression PS1 et PS3. Ce capteur mesure le différentiel de pression P1.3 égal à P1-P3. Un capteur de pression différentiel C2.4 est placé entre les prises de pression PS2 et PS4. Ce capteur mesure le différentiel de pression égal à P2-P4. Un capteur de pression absolu C4 est connecté pneumatiquement à la prise de pression PS4. Ce capteur mesure la pression P4. Un capteur de pression absolu C3 est connecté pneumatiquement à la prise de pression PS3. Ce capteur mesure la pression P3. Un capteur différentiel C5.6 est placé entre les prises de pression PS5 et PS6 et mesure la pression différentielle P5.6. Un système par exemple acoustique mesure la température T. Dans cet exemple, il est alors possible de calculer tous les paramètres anémométriques avec grande précision, indépendamment des conditions atmosphériques de fortes pluies ou de givrage pour une masse et une consommation électrique faible, et ceci sans création de trainée additionnelle et sans partie mobile. Les lois d’obtentions des paramètres anémométriques peuvent s’écrire : Vitesse anémométrique aéronef : VA = fonction de ((P1.3)+(P2.4))/(P3+P4) Angle de dérapage : ALFA = fonction de (P1.2/(P3+P4), VA) Incidence : I = fonction de (P5.6/(P3+P4), VA) Vitesse indiquée aéronef : VI = fonction de (VA, T) Un deuxième mode de réalisation préféré utilise la [Fig. 3]. Ici quatre prises de pression statiques locales PS1, PS2, PS3 et PS4 sont placées sur le fuselage de l’aéronef. Les prises de pression statiques locales PS1 et PS2 sont dans une zone où la pression statique locale varie beaucoup avec la vitesse aéronef, alors que les prises de pressions statiques locales PS3 et PS4 sont dans une zone où la pression statique locale varie très peu avec la vitesse aéronef. Ces prises de pression prélèvent respectivement les pressions statiques locales P1, P2, P3 et P4. Ici la prise de pression statique locale PS1 est placée sur la ligne médiane, sur la partie gauche et à l’avant de l’appareil. La prise de pression statique locale PS2 est placée sur la ligne médiane, sur la partie droite et à l’avant de l’appareil. Ici les positions des prises de pression PS1 et PS2 sont symétriques par rapport au plan de symétrie aéronef. La prise de pression statique locale PS3 est placée sur la ligne médiane, sur la partie gauche et à au milieu de l’appareil. La prise de pression statique locale PS4 est placée sur la ligne médiane, sur la partie droite et au milieu de l’appareil. Ici les positions des prises de pression PS3 et PS4 sont symétriques par rapport au plan de symétrie aéronef. Un capteur de pression différentiel C1.2 est placé entre les prises de pression PS1 et PS2. Ce capteur permet de mesurer la pression P1.2. Une ligne pneumatique relie les prises de pression PS4 et PS3 de façon à moyenner pneumatiquement les pressions P3 et P4. Un capteur de pression différentielle C1.34 est placé entre les prises de pression PS1 et la ligne pneumatique reliant les prises de pression PS3 et PS4. Ce capteur C1.34 permet de mesurer la pression différentielle P1.34. Un capteur différentiel C5.6 est placé entre les prises de pression PS5 et PS6 et mesure la pression différentielle P5.6. Un capteur de pression absolue C34 permet de mesurer la pression régnant dans la ligne pneumatique reliant les prises de pression PS3 et PS4. Ce capteur de pression C34 permet de mesurer la pression absolue P34 régnant dans la ligne pneumatique joignant les prises PS3 et PS4. Ici une onde acoustique chemine entre deux points du fuselage et parcourt la distance d en un temps t. La température statique T est alors égale à : T= fonction de d, t, et VA. La relation approchée est : T = (d/t-VA)²/404 Dans cet exemple de réalisation préférée les relations permettant d’obtenir les paramètres anémométriques sont : Vitesse anémométrique aéronef : VA = fonction de (P1.34+P1.2/2)/P34 Angle de dérapage : ALFA = fonction de (P1.2/P34, VA) Incidence : I = fonction de (P5.6/(P34), VA) Température statique T = (d/t-VA)²/404 Vitesse indiquée aéronef : VI = fonction de (VA, T) A chaque instant, il est possible de faire des boucles itératives de calcul afin d’arriver à des résultats plus précis. Par exemple les valeurs obtenues au premier pas de calcul sont corrigées quelque peu en fonction des valeurs des autres paramètres anémométriques obtenus. Par exemple la valeur de VA peut être corrigée en fonction de la valeur de l’incidence I. La valeur des capteurs de pression étant sensibles à la température, les valeurs de pressions données par les capteurs de pression peuvent être légèrement corrigées par la température par exemple. On peut ainsi concevoir des boucles de calculs afin d’améliorer les précisions des valeurs obtenues. La définition précise des fonctions permettant d’obtenir les paramètres anémométriques dépendent de chaque type et forme d’aéronef et peuvent être approchées par des calculs analytiques trop longs pour être présentés ici. Ces fonctions peuvent alors être affinées par des essais en soufflerie et/ou en vol. Des facteurs correctifs peuvent alors être appliqués suite aux essais si les études régressives relatives aux résultats d’essais l’imposent. Par exemple la valeur de la vitesse VI peut être calculée une première fois par les formules présentées ci-dessus puis être corrigée en fonction de l’incidence I et/ou du dérapage ALFA et/ou de la température T par exemple. L’homme de l’art pourra appliquer ce concept à de nombreux autres systèmes similaires sans sortir du cadre de l’invention défini dans les revendications jointes et notamment pour des applications autres que les applications aéronautiques comme des systèmes montés sur des véhicules terrestres ou nautiques. D’autres architectures similaires peuvent être imaginées par exemple le remplacement des deux capteurs de pression absolue C3 et C4 par un capteur de pression absolue et un capteur de pression différentielle placés en série. 1. Dispositif de mesure de paramètres anémométriques d’un aéronef traversant une masse d’air ambiante environnant ce dit aéronef, ce dit dispositif étant placé sur ce dit aéronef, ce dit aéronef comprenant un centre de gravité (O), cet aéronef ayant un plan de symétrie vertical lorsqu’il est posé sur un plan horizontal, cet aéronef se déplaçant vers l’avant, et pouvant évoluer dans un grand domaine de vitesses subsoniques et/ou supersoniques, cet aéronef comportant un axe longitudinal horizontal dirigé vers l’avant (OX), et un axe (OZ) vertical dirigé vers le haut lorsque l’aéronef est posé sur un sol horizontal, tous les deux axes (OX) et (OZ) étant situés dans le plan de symétrie aéronef, ce dit dispositif étant caractérisé en ce qu’il comprend - quatre prises de pression statique locale PS1, PS2, PS3 et PS4, placées sur l’extérieur de la peau de l’aéronef, la prise de pression statique locale PS1 où règne la pression statique locale P1, la prise de pression statique locale PS2 où règne la pression statique locale P2, la prise de pression statique locale PS3 où règne la pression statique locale P3, et la prise de pression statique locale PS4 où règne la pression statique locale P4, - les prises de pression statique locale (PS1) et (PS2) étant placées dans une zone de l’aéronef où la pression statique locale varie de plus de (N) pourcents, (N) étant un nombre strictement compris entre 2 et 50, lorsque la vitesse anémométrique de l’aéronef varie de la vitesse anémométrique nulle à la vitesse anémométrique maximale, toute chose étant égale par ailleurs, - les prises de pression statique locale (PS3) et (PS4) étant placées dans une zone de l’aéronef où la pression statique locale varie de moins de (N) pourcents, lorsque la vitesse anémométrique de l’aéronef varie de la vitesse anémométrique nulle à la vitesse anémométrique maximale, toute chose étant égale par ailleurs, - un moyen de calcul (MCV) de la vitesse anémométrique (VA) de l’aéronef exprimée en nombre de Mach ou en CAS (en Anglais Calculated Air Speed), cette dite vitesse (VA) étant une fonction (F1) des quatre valeurs de pression statique locale (P1), (P2), (P3) et (P4), la valeur de (VA) étant de la forme : VA = F1 (P1, P2, P3, P4). Dispositif selon la revendication 1 caractérisé en ce que la vitesse anémométrique aéronef (VA) exprimée en nombre de Mach ou en CAS (en Anglais Calculated Air Speed) est fonction d’un paramètre (C) sans dimension et égal à (P3+P4-P1-P2)/(P3+P4), de telle sorte que VA = F2 (C) avec C = (P3+P4-P1-P2)/(P3+P4) Dispositif selon l’une quelconque des revendications précédentes caractérisé en ce que la prise de pression locale (PS4) est située à moins d’un mètre de distance de la position symétrique de la prise de pression locale (PS3) par rapport au plan de symétrie aéronef et que la prise de pression locale (PS2) est située à moins d’un mètre de distance de la position symétrique de la prise de pression locale (PS1) par rapport au plan de symétrie aéronef. Dispositif selon l’une quelconque des revendications précédentes caractérisé en ce que le dispositif comprend en outre un moyen de calcul (MCD) du dérapage (ALFA) de l’aéronef, la valeur de l’angle (ALFA) étant une fonction (F3) des quatre pressions (P1), (P2), (P3), (P4) et de (VA) de telle sorte que ALFA = F3 (P1, P2, P3, P4, VA) Dispositif selon la revendication 4 caractérisé en ce que l’angle de dérapage (ALFA) de l’aéronef est une fonction (F4) d’un paramètre (D) sans dimension égal à (P1-P2)/(P3+P4) de telle sorte que la valeur de l’angle de dérapage soit égal à : ALFA = F4 (D, VA) avec D = (P1-P2)/(P3+P4) Dispositif selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que le dispositif comprend en outre deux prises de pression statique locale (PS5) et (PS6) - placées sur l’extérieur de la peau de l’aéronef, et - placées sensiblement sur le plan de symétrie aéronef, et - placées de part et d’autre de l’axe longitudinal (OX) de l’aéronef, le dit dispositif comprenant en outre un moyen de calcul (MCI) de l’incidence (I) en fonction des valeurs des pressions statiques locales (P5), (P6), (P3), (P4) et (VA) de telle sorte que I = F5 (P5, P6, P3, P4, VA) dispositif selon la revendication 6 caractérisé en ce que l’incidence est fonction d’un paramètre (E) égal à (P5-P6)/(P3+P4) de telle sorte que I = F6 (E, VA) avec E = (P5-P6)/(P3+P4) Dispositif selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que le dispositif comprend en outre un moyen de mesure (MCT) de la température statique ou totale (T) de l’air ambiant. Dispositif selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que le dispositif comprend en outre un moyen de mesure (MVI) de la vitesse indiquée anémométrique (VI), à partir de la vitesse (VA) et de la température statique ou totale (T) de telle sorte que VI = F7 (VA, T) Dispositif selon l’une quelconque des revendications précédentes prises en combinaison avec la revendication 9, caractérisé en ce que le dispositif comprend - un capteur différentiel (C1.2) placé entre les prises de pression statique locale (PS1) et (PS2) et mesurant la valeur de la pression (P1.2) égale P1-P2, - un capteur différentiel (C1.3) placé entre les prises de pression statique locale (PS1) et (PS3) et mesurant la valeur de la pression (P1.3) égale P1-P3, - un capteur différentiel (C2.4) placé entre les prises de pression statique locale (PS2) et (PS4), et mesurant la valeur de la pression (P2.4) égale P2-P4, - un capteur différentiel (C5.6) placé entre les prises de pression statique locale (PS5) et (PS6), et mesurant la valeur de la pression (P5.6) égale P5-P6, - un capteur de pression absolue (C3) relié à la prise de pression statique locale (PS3), et mesurant la valeur de la pression P3, - un capteur de pression absolue (C4) relié à la prise de pression statique locale (PS4), et mesurant la valeur de la pression P4, Les valeurs de la pression statique à l’infini amont (P), de vitesse (VA), dérapage (ALFA), et incidence (I) étant alors fonctions des valeurs (P1.2), (P1.3), (P2.4), (P5.6), (P3), et (P4) de la façon suivante P = (P3+P4)/2 VA = F8 ((P1.3)+(P2.4))/(P3+P4) ALFA = F9 (P1.2/(P3+P4), VA) I = F10 (P5.6/(P3+P4), VA) VI = F11 (VA, T)