FR 2531219 A1 19840203 FR 8312568 A 19830729 L'invention concerne d'une manière générale des dispositifs de détection d'une pression de pneuma- tique faible, et plus particulièrement un dispositif destiné à détecter et indiquer un pneumatique gonflé à une pression insuffisante sur un train d'atterrissage d'avion, alors que l'avion roule'au sol ou se déplace autrement sur le sol. Il est extrêmement important que tous les pneumatiques portés par un train d'atterrissage d'avion soient gonflés à une pression convenable- afin d'assurer la sécurité et la fiabilité des opérations de décollage et d'atterrissage Cette considération de sécurité demande souvent du personnel pour inspecter visuelle- ment le train d'atterrissage et pour mesurer et vérifier les pressions individuelles des pneumatiques avant le décollage Ces examens visuels et mesures peuvent être difficiles à réaliser-dans des conditions difficiles telles qu'un temps hivernal extrême. De plus, même après que les pressions de gonflage des pneumatiques ont été vérifiées avant le roulage au sol précédant le décollage, un ou plusieurs pneumatiques peuvent devenir insuffisamment gonflés, ce qui constitue un danger qui n'est pas détecté par l'équipage Des pressions inégales entre les pneulnati- ques peuvent avoir pour résultat une répartition iné- gale de la charge et un échauffement des pneumatiques. Il s'est produit des accidents d'avion pour lesquels on a suspecté une perte de pression de gonflage d'un pneumatique pendant le roulage au sol. Un dispositif produisant avec succès une indication d'une pression faible de gonflage d'un pneu- matique est décrit dans le brevet des Etats-Unis d'Amé- rique N O 4 312 042 Ce dispositif utilise deux paires d'inclinomètres montées sur un élément structurel por- tant les pneumatiques du train d'atterrissage, les axes sensibles d'une première paire d'inclinomètres étant disposés perpendiculairement aux axes sensibles de -2531219 l'autre paire Les signaux de sortie de la première paire d'inclinomètres sont soustraits pour générer un signal indiquant l'inclinaison de l'élément structurel. Les signaux de sortie de la seconde paire d'inclinomè- tres sont combinés pour produire un signal indiquant la torsion de l'élément structurel Les signaux d'in- clinaison et de torsion sont utilisés pour localiser un pneumatique particulier sous-gonflé-, faisant partie du groupe de pneumatiques portés par l'élément structurel. Bien que le dispositif décrit ci-dessus soit capable de détecter unr pneumatique gonflé à une pression insuffisante, il est apparu que la sensibilité du dispo- sitif est limitée par les différences entre les surfaces des aires de stationnement, des pistes de circulation et des pistes d'atterrissage et de décollage, ainsi que par les variations des pentes Etant donné que la variation de ces facteurs peut être extrême, le dispositif doit être réglé pour produire une indication de pression de pneumatique faible lorsque le pneumatique est essentiel- lement à plat, c'est-à-dire lorsqu'une perte de 910 k Pa s'est produite dans un pneumatique normalement gonflé à une pression de 1295 kcpa Cependant, même lorsque le dispositif est réglé pour détecter une telle perte importante d'air comprimé, des avertissements erronés d'un pneumatique risquant d'être à plat peuvent se produire environ tous les 50 vols, principalement dans des aéroports particuliers et dans des positions de secteur particulières Il est souhaitable de réduire cette fréquence d'indications erronées. L'invention concerne un dispositif de détec- tion dynamique d'une pression de pneumatique faible, destiné à détecter la présence d'un pneumatique bas alors que l'avion roule au sol ou se déplace autrement sur le sol, le dispositif utilisant les signaux de sortie produits par une ou plusieurs paires d'inclino- mètres montés sur chaque structure de charge de l'avion, par exemple un longeron ou un axe de train de roue ou bogie. Les signaux provenant de chaque paire d'incli-. nomètres sont combinés pour produire un signal représen- tant le poids porté par l'élément de structure Les composantes de fréquence du signal de poids sont ana- lysées et s'il est détecté dans le signal des fréquences particulières ayant une amplitude dépassant un niveau spécifié, il est alors produit un signal indiquant une faible pression de pneumatique. Le dispositif selon l'invention présente un degré élevé de sensibilité tout en offrant cependant une marge importante contre les avertissements erronés De plus, le dispositif est capable de détecter la présence d'un pneumatique bas quelle que soit la pente de la surface sur laquelle l'avion se déplace. L'invention sera décrite plus en détail en regard des dessins annexés à titre d'exemple nullement limitatif et sur lesquels- la figure l est une élévation d'un avion typique sur lequel le dispositif selon l'invention est utilisé; la figure 2 est une vue schématique en plan des trains d'atterrissage d'un avion, ainsi qu'un schéma simplifié du dispositif selon l'invention; la figure 3 est une élévation schématique du train d'atterrissage principal représenté sur la figure 1; la figure 4 est un schéma simplifié d'un dis- positif combiné de détection dynamique et statique d'une faible pression de pneumatique, selon l'invention; la figure 5 est un graphique montrant la réponse en fréquence d'un longeron ou axe de bogie d'avion pendant les mouvements de l'avion; la figure 6 est un schéma simplifié du dis- positif de détection dynamique de faible pression de pneumatique selon l'invention; et la figure 7 est un schéma simplifié du bloc 61 montré sur la figure 6. La figure 1 représente un avion indiqué globa- lement en 9 et comprenant un fuselage 10 et deux ailes il portant chacune un moteur 12 à réaction La figure 2 montre également que, dans la forme de réalisation représentée, l'avion 9 comporte un train avant 16 de deux trains principaux escamotables 15, 17 portés par les ailes de l'avion. La détection d'une condition de faible pres- sion de pneumatique sur chacun des trains d'atterris- sage 15, 16 et 17 s'effectue par détection et analyse de la réponse en fréquence des éléments structurels supportant une charge, par exemple les longerons 20, 26 de bogie des trains d'atterrissage-principaux 15, 17 et l'axe 29 du train avant 16 lorsque l'avion 9 se déplace sur une piste de circulation ou une piste de décollage ou d'atterrissage. L'angle de flexion de l'élément structurel tel que le longeron 20 de bogie est proportionnel à la charge ou à la force exercée sur cet élément La charge appliquée à l'élément est indépendante de la pente ou inclinaison de la surface sur laquelle l'avion se déplace et elle peut donc être utilisée pour développer une indication du gonflage des pneumatiques portés par l'élément, comme indiqué plus en détail ci-après. Sur la figure 3, qui représente schématique- ment le train d'atterrissage principal 15, le longeron de bogie est montré avec une flexion exagérée pour illustrer les principes de l'invention Un plan iner- tiel de référence est indiqué par une ligne discontinue horizontale 21 L'angle de flexion du longeron est représenté par les angles de référence O 1 et 92 Les angles e et 62 sont détectés par des transducteurs 22, 23 qui peuvent être des inclinomètres ou autres trans- ducteurs capables de produire des signaux représentant l'angle de flexion de l'élément en des premier et second points par rapport au plan inertiel. En variante, la réponse en fréquence des 2531219 - éléments structurels 15-17 peut être détectée par d'autres moyens, par exemple des capteurs à réluctance variable qui détectent la contrainte engendrée dans les éléments 15-17 par le mouvement de l'avion sur la piste. Dans la forme préférée de réalisation, les transducteurs 22, 23 sont des accéléromètres asservis qui détectent directement les angles 81 et 82 t par exemple comme décrit dans le brevet des Etats-Unis d'Amérique n 3 702 073. Les accéléromètres 22, 23 sont reliés rigide- ment aux extrémités opposées du longeron 20 de bogie. Les axes sensibles des accéléromètres 22, 23 sont ali- gnés à 180 l'un par rapport à l'autre et sont parallè- les à l'axe longitudinal du longeron 20 lorsqu'aucune charge n'est appliquée à ce dernier Comme montré sur la figure 2, des accéléromètres similaires 24, 25 sont montés sur le longeron 26 du bogie du train d'atterris- sage principal 17, tandis que des accéléromètres 27, 28 sont montés sur l'axe 29 du train avant 16 Dans chaque cas, les axes sensibles de chaque paire d'accéléromètres 24, 25 ou 27, 28 sont disposés à 180 l'un par rapport à l'autre et sont montés sur les extrémités opposées de l'élément structurel. Le montage des inclinomètres 22-25, 27 et 28 sur les éléments structurels 20, 26, 29 est décrit plus en détail dans le brevet n 4 312 042 précité. Les angles 81 et 02 détectés par chaque paire d'accéléromètres contiennent des composantes qui dépen- dent: ( 1) de l'angle formé par le longeron ou l'axe à la suite d'une faible pression de gonflage d'un pneuma- tique ou d'une rampe de l'aéroport ou d'une inclinaison de la piste; ( 2) des angles de flexion du longeron dus à l'application d'une charge à ce dernier; et ( 3) du défaut d'alignement de l'axe des capteurs et des erreurs non centrées En général, les angles e 1 et 82 sont définis par les formules 1 et 2 suivantes: t - 2531219; el = B + e Ll + O Al ( 1) 2 = -B + O L 2 + e A 2 ( 2) Dans les équations ci-dessus, O B est l'angle formé par le longeron ou l'axe à la suite d'une condition de fai- ble pression de pneumatique ou d'une rampe d'aéroport ou d'une inclinaison de piste 6 L 1 et 8 L 2 sont les angles de flexion du longeron dus à une charge OA 1 et O A 2 sont les termes concernant le défaut d'alignement des axes des capteurs et les erreurs non centrées. Un signal W, proportionnel au poids appliqué à l'élément structurel, par exemple au longeron 20 de bogie, est obtenu par addition des signaux de sortie des accéléromètres 22, 23 pour donner les résultats suivants: W = 81 82 = OL 1 + O L 2 + O A 1 + 8 A 2 En ce qui concerne en particulier le longeron de bogie, les signaux de sortie des deux accéléromè- tres asservis 22, 23 sont additionnés pour éliminer l'angle OB formé par le longeron sous l'effet de la rampe de l'aéroport ou de l'inclinaison de la piste Les fac- teurs d'angle O A 1 ' 8 A 2 sont mesurés au cours d'une mise à zéro automatique du dispositif en vol et ils n'affec- tent pas le calcul En résumé, le poids appliqué au longeron de bogie ou à l'axe du train avant est propor- tionnel à la somme des signaux de sortie des deux accéléromètres qui sont associés à ce longeron ou à cet axe. Comme représenté sur la figure 2, chacun des trains d'atterrissage principaux 15, 17 comporte quatre pneumatiques 33 a-33 d, 34 a-34 d, tandis que le train avant 16 porte deux pneumatiques 35 a, 35 b. Il est apparu que chacun des éléments structu- rels 15, 16, 17 possède une réponse en fréquence parti- culière lorsque tous les pneumatiques qu'il porte sont gonflés à une pression convenable Cependant, lorsque l'un des pneumatiques est sousgonflé, par exemple le pneumatique 33 a du longeron 20 de bogie, la réponse en 2531219 I fréquence du longeron associé change. En se référant en particulier à la figure 5, on y voit représentées deux courbes de réponse en fré- quence associées à l'un des longeron 15, 17 de bogie d'un avion du type DC 10 La courbe en trait plein illustre la réponse en fréquence du longeron de bogie lorsque tous les pneumatiques qu'il porte sont gonflés à une pression convenable Cependant, lorsque l'un des pneumatiques, par exemple le pneumatique 33 a du longe- ron 20 de bogie, est sous-gonflé, par exemple lorsque sa pression est réduite d'une valeur normale en service de 1295 k Pa à une valeur de 700 k Pa, la réponse en fréquence du longeron 20 de bogie prend la forme indi- quée par la courbe pointillée de la figure 5 On peut voir que ce changement affecte l'amplitude de la réponse en fréquence aux fréquences de deux et trois hertz. En particulier, l'amplitude de la composante de fréquence de deux hertz diminue par rapport à la valeur qu'elle présente à la pression normale, tandis -que l'amplitude de la composante de trois hertz augmente lorsque la pression du pneumatique est réduite de cette valeur. Par conséquent, en analysant les signaux prove- nant des accéléromètres alors que l'avion 9 se déplace, on peut détecter s'il existe une condition de pression de pneumatique faible. Ainsi qu'on peut le voir sur la figure 2, les signaux de sortie des accéléromètres montés sur chaque élément structurel, par exemple les accéléromètres 22, 23 associés au longeron 20 de bogie, sont transmis à des circuits 38 de calcul qui effectuent la fonction d'addition pour donner le signal de poids De plus, le circuit 38 de calcul donne également un signal repré- sentant l'angle formé par l'élément structurel avec un plan inertiel de référence, en soustrayant 02 de e 1 Le signal d'angle est utilisé pour détecter le mouvement de l'avion 9, comme décrit plus en détail ci-après. Les signaux d'angle et de poids, désignés A et W, respectivement, sont transmis à un calculateur 40 qui reçoit des signaux de poids et d'angle de circuits analogues 42, 44 de calcul associés aux accéléromètres montés sur le longeron 26 de bogie et sur l'axe 29 du train avant Le calculateur 40 est également relié de façon interactive à -un module de données de commande 43 qui est une unité de mémorisation dans laquelle sont enregistrés divers types d'informations, comme décrit plus en détail ciaprès Le module 43 de données de commande est une unité de mémoire rémanente constituée' de mémoires mortes ou de mémoires mortes effaçables et programmables. Le dispositif de détection d'une faible pres- sion de pneumatique selon l'invention utilise des- valeurs mémorisées pour produire une indication d'une pression de pneumatique faible Par conséquent, il est important que le module de données de commande 43 possède une mémoire rémanente pour empêcher la perte d'informations pouvant être due à une coupure d'alimen- tation. La figure 4 représente un dispositif d'indica- tion d'une pression de pneumatique faible dont une partie est constituée du dispositif de détection dynamique d'un pneumatique bas selon l'invention Le dispositif d'indi- cation d'une pression faible de pneumatique comprend également un dispositif de détection statique d'un pneu- matique bas qui travaille pendant la durée de repos au sol de l'avion 9 Le dispositif statique de détection est décrit en détail dans la demande de brevet des Etats-Unis d'Amérique contemporaine N O 403 454 déposée le 30 juillet 1982 au nom de Bateman et coll. En bref, les signaux A et W d'angle et de poids produits par les circuits de calcul 38, 42 ou 44 sont transmis à un indicateur statique 46 et un indicateur dynamique 48 dont un seul fonctionne à tout instant particulier Par exemple, lorsque l'avion se déplace sur le sol, l'indicateur dynamique 48 est en marche et l'indicateur statique est mis hors service par un signal d'inhibition présent sur une ligne 50 Le circuit pro- duisant le signal d'inhibition sera décrit ci-après. Les indicateurs statique et dynamique 46, 48 reçoivent des signaux de déclenchement qui repré- sentent une plage de pressions de pneumatique accepta- bles S'il est détecté une pression de pneumatique extérieure à cette plage, un signal est produit par l'un ou l'autre des indicateurs 46, 48 Les signaux de sortie des indicateurs statique et dynamique 46, 48 sont transmis à une porte OU 52 qui développe un signal indiquant la présence ou l'absence d'un pneumatique gonflé à une pression insuffisante. La porte OU 52 reçoit également un signal du tachymètre de l'avion pour empêcher l'indication d'une faible pression de gonflage d'un pneumatique lorsque l'avion se déplace à une vitesse de, par exemple, kilomètres/heure Il Jest apparu qu'i des vitesses supérieures à 150 kilomètres par heure, la sensibilité du dispositif selon l'invention s'atténue et il est donc souhaitable de bloquer la sortie du dispositif au-dessus de cette vitesse. Les fonctions exécutées par les indicateurs statique et dynamique 46, 48 sont réalisées dans le calculateur 40 montré sur la figure 2, qui peut être un calculateur analogique ou un calculateur numérique d'usage général Le calculateur 40 peut commander un dispositif 54 de sortie, par exemple un tube à rayons cathodiques un voyant lumineux d'indication, une alarme sonore ou autre, afin de fournir une indication d'une faible pression de gonflage d'un pneumatique. La figure 6 représente sous forme d'un schéma simplifié l'indicateur dynamique 48 montré sur la figure 4 Il convient de noter que les signaux de sortie de chaque paire de transducteurs sont traités exactement de la même manière par le calculateur 40 et que, par conséquent, le circuit de la figure 6 sera décrit uniquement en association avec les accéléromè- tres 22, 23 équipant le longeron 20 de bogie. Les signaux provenant des transducteurs 22, 23 sont transmis aux circuits 38 de calcul qui déri- vent les signaux de poids et d'angle W, A indiqués précédemment Le signal d'angle est appliqué à une bascule 56 qui a pour fonction d'enregistrer la valeur en cours de ce signal dans le module 43 de données de commande lorsque le signal d'inhibition apparaissant sur la ligne 50 est retiré Le signal d'inhibition est produit uniquement lorsque l'avion 9 se déplace sur le sol, comme indiqué plus en détail ci-après. Le signal d'angle mémorisé, indiqué AH, est transmis à une jonction 60 de sommation o il est comparé aux signaux suivants représentant l'angle formé par l'élément structurel ou longeron 20 de bogie avec le plan inertiel de référence Le signal résultant, désigné LA^ est transmis à un bloc 61 de réponse en fréquence qui est représenté plus en détail sur la figure 7. Le bloc 61 de réponse en fréquence reçoit éga- lement des paramètres d'entrée du module 43 de données de commande, le signal W représentant le poids appliqué à l'élément structurel et un signal provenant d'un cir- cuit 62 d'interruption d'alimentation Le circuit 62 détecte la tension d'alimentation provenant des unités d'alimentation de l'avion et il fournit un signal de déclenchement lorsque la pleine tension d'alimentation est atteinte Le circuit 62 empêche des transitoires d'atteindre le bloc 61 de réponse de fréquence pour éviter toute indication erronée concernant la pression de gonflage des pneumatiques. Le bloc 61 produit un signal de sortie qui correspond aux signaux LA et W et aux paramètres mémo- risés dans le module 43 de données de commande Le signal de sortie est transmis à la porte OU 52, ainsi qu'un signal de sortie de l'indicateur statique 46, montré sur la figure 4 Le bloc 61 produit également le signal d'inhibition transmis au circuit 56 de maintien par la ligne 50. En se référant à présent à la figure 7, on y voit représenté,plus en détail le bloc 61 de réponse en fréquence indiqué sur la figure 6 Le signal de poids W est appliqué à une série de filtres passe-bande 64, 66, 68 qui développent des signaux filtrés de sortie sur des lignes 65, 67, 69, respectivement Dans la forme préfé- rée de réalisation, les filtres passe-bande 64, 66, 68 sont des filtres du quatrième ordre Les fréquences F 1 F 6 de limite de bande ou de demipuissance pour les filtres passe-bande 64, 66, 68 sont obtenues à partir du module de données de commande 43 et dépendent du type d'avion Comme indiqué dans le bloc 72, les fréquences F 1-F sont identiques pour des avions des types DC 10 et Boeing 747 Cependant, les fréquences F 5 et F 6 diffâ- rent en raison de la différence entre les fréquences caractéristiques à l'amplitude maximale ou de "marche-' de ces deux types d'avions Dans le cas d'un DC 10, la réponse en fréquence du longeron de bogie présente généralement un maximum dans la gamme de 7 hertz Cependant, dans le cas d'un Boeing 747; la fréquence de "marche"', ou le point auquel un maximum apparaît, est de l'ordre de 13 hertz D'autres types d'avion peuvent présenter des maxima et des minima 'de fréquence similaires ou différents suivant la conception du longe- ron de bogie et de l'axe. Les signaux filtrés présents sur les lignes 65, 67, 69 sont transmis à un circuit 70 à gain varia- ble ayant un facteur K de gain qui dépend de l'ampli- tude du signal provenant du filtre passe-bande 68 Ce dernier produit un signal filtré ayant une amplitude- égale à l'amplitude de la composante, de fréquence de "marche" Comme indiqué précédemment, dans le cas d'un DC 10, ce signal présente une fréquence caractéristique de 7 hertz Il est apparu qu'une crête apparaît à cette fréquence de 7 hertz, indépendamment de la pression de gonflage des pneumatiques portés par l'élément structurel. Par conséquent, le signal de 7 hertz est utilisé comme référence pour les signaux de 2 hertz et de 3 hertz. Le signal de 2 hertz appliqué à la ligne 65 est multiplié par le facteur K de gain variable et il est transmis par une ligne 71 à une jonction 74 de somma- tion De façon similaire, le signal de 3 hertz déve- loppé sur la ligne 67 est modifié par le facteur K de gain variable et il est transmis par une ligne 73 à la jonction 74 de sommation o il est additionné au signal présent sur la ligne 71 En mettant en référence les signaux de 2 hertz et de 3 hertz avec le signal de 7 hertz, on rend les amplitudes relatives de ces signaux indépendantes des inégalités ou écarts de la piste au moment o l'avion parcourt cette dernière et on obtient donc une plus grande sensibilité. Le signal de sommation provenant de la jonc- tion 74 est appliqué à un comparateur 16 qui reçoit un signal d'entrée de déclenchement provenant du module 43 de données de commande et représentant la plage de pres- sionsadmissiblesou de sécurité des pneumatiques Si le signal provenant de la jonction 74 de sommation est extérieur à cette plage de pressions des pneumatiques, un signal est alors transmis à une porte ET 78 puis à la porte OU 52. Une seconde entrée de la porte ET 78 est reliée à un détecteur de mouvement qui commande également la bascule 56 montrée sur la figure 6 Le détecteur de mouvement reçoit le signal AA et il l'analyse pour déterminer si l'avion se déplace sur le sol Le signal AA est filtré dans un circuit passe-bande 80 afin que l'on obtienne un signal filtré qui contient des compo- santes de fréquence particulières lorsque l'avion se déplace Dans une application typique, par exemple pour un avion du type DC 10, les composantes de fré- quence intéressantes sont différentes en ce qui concerne l'axe du train avant et les longerons de bogie des trains principaux Le filtre passebande reçoit des fréquences de demi-puissance ou de limite de bandes passantes F 1, F 2 enregistrées dans le module 43 de données de commande, de la manière suivante: Jambe de force F F. Axe du train avant 0,1 Hz 5,-0 Hz. Longeron du-bogie 0,05 Hz 20 Hz. Le filtre passe-bande est un filtre du troi- sième ordre qui constitue, en fait, un pseudo double intégrateur convertissant l'information d'accélération AA en une information de distance Il convient de noter que les fréquences limites F et F 2 dépendent de la géo- métrie de l'axe et du longeron et peuvent être différentes de celles indiquées ci-dessus pour d'autres types d'avions. La détermination permettant de savoir si l'avion se déplace s'effectue dans un comparateur 82 qui reçoit un signal de déclenchement du module 43 de données de commande, la valeur de ce signal devant être dépassée par l'amplitude du signal filtré provenant du circuit 58 pour que le signal d'inhibition soit produit. Dans la forme préférée de réalisation, le signal prove- nant du filtre passe-bande 80 doit dépasser 0,3 e ou environ 0,18 km/heure par seconde. Un circuit 84 de temporisation empêche la génération du signal d'inhibition avant qu'une période de 0,4 seconde se soit écoulée depuis l'instant o le compara- teur 82 a produit un signal d'état haut Le circuit de temporisation transmet ulle indication immédiate, c'est-à-dire n'impose aucun retard, lorsque le signal de sortie du comparateur chute à un état bas. En variante, le signal d'inhibition présent sur la ligne 50 peut être produit manuellement par le personnel pilotant l'avion, immédiatement après l'arrêt de l'avion, auquel cas il n'est pas nécessaire d'utili- ser le détecteur de mouvement Par contre, le signal 253 '1219 peut être produit par ouverture ou fermeture manuelle d'un interrupteur disposé dans la cabine de pilotage de l'avion. Le signal présent sur la ligne 50 est appli- qué à la porte ET 78 afin qu'un signal représentant une pression de pneumatique faible soit transmis à la porte OU 52 uniquement lorsque les deux sorties du compara- teur 76 et du circuit 84 de retard sont dans un état haut En d'autres termes, le signal de faible pression d'un pneumatique provenant du comparateur 76 est inhibé lorsque l'avion ne se déplace pas. Il convient de noter que d'autres accéléromè- tres peuvent être utilisés sur les éléments structurels, leurs axes sensibles étant disposés perpendiculairement aux axes sensibles des accéléromètres décrits ci-dessus afin de détecter une réponse de fréquence en torsion. Dans ce cas, la réponse de fréquence en torsion peut être analysée pour la production d'une indication d'une faible pression de gonflage d'un pneumatique. Il va de soi que de nombreuses modifications peuvent être apportées au dispositif de détection décrit et représenté sans sortir du cadre de l'invention. REVENDICATIONS 1 Dispositif de détection d'une faible pres- sion de gonflage d-'un pneumatique, destiné à détecter la présence d'un pneumatique bas porté par un élément structurel ( 20) se déplaçant sur une surface, caracté- risé en ce qu'il comporte des premier et second trans- ducteurs ( 22, 23) montés sur l'élément structurel afin de produire des premier et second signaux représentant la réponse en fréquence de l'élément structurel, des moyens ( 38) de sommation des premier et second signaux pour produire un signal (W) de poids qui est indépen- dant de l'inclinaison de l'élément structurel par rapport à un plan de référence, et des moyens destinés à produire un signal de pression de pneumatique à par- tir d'au moins une composante de fréquence du signal de poids afin de donner une indication de la pression de gonflage du pneumatique 2 Dispositif de détection selon la revendi- cation 1, caractérisé en ce qu'il comporte en outre un élément ( 52) destiné à produire un signal de pneumati- que bas lorsque le signal de pression du pneumatique est extérieur à une plage de pressions acceptables. 3 Dispositif de détection selon la revendi- cation 1, caractérisé en ce que les moyens destinés à produire un signal de pression comprennent des premier et deuxième filtres passe-bande ( 64, 66) destinés à produire des premier et deuxième signaux filtrés conte- nant des première et deuxième composantes de fréquence, respectivement, des moyens destinés à rendre les pre- mier et deuxième signaux filtrés indépendants des variations de la surface sur laquelle l'élément se déplace pour développer des premier et deuxième signaux de sortie et un élément ( 74) destiné à additionner les premier et second signaux de sortie pour produire le signal de pression-de pneumatique. 4 Dispositif de détection selon la revendi- cation 3, caractérisé en ce que les moyens destinés à 25312 9 rendre les premier et second signaux filtrés indépen- dants comprennent un troisième filtre passe-bande ( 68) destiné à produire un troisième signal filtré compre- nant une troisième composante de fréquence ayant une amplitude indépendante de la pression des pneumatiques, et un amplificateur ( 70) à gain variable connecté aux filtres basse-bande afin de multiplier les amplitudes des premier et deuxième signaux filtrés par un facteur de gain dépendant de l'amplitude de la troisième compo- sante de fréquence afin de produire les premier et second signaux de sortie. Dispositif de détection selon la revendi- cation 1, caractérisé en ce que les transducteurs sont des accéléromètres asservis destinés à détecter la flexion de l'élément structurel lorsque ce dernier se déplace, par exemple avec un avion. 6 Dispositif de détection selon la revendi- cation 1, caractérisé en ce que les axes sensibles des inclinomètres sont disposés à 1800 l'un par rapport à l'autre. 7 Dispositif de détection selon la revendi- cation 1, caractérisé en ce qu'il comporte en outre des moyens destinés à détecter un mouvement de l'élé- ment structurel et des moyens destinés à inhiber-le signal de pneumatique bas lorsque l'élément structurel ne se déplace pas. 8 Dispositif de détection selon la revendi- cation 7, caractérisé en ce que les moyens de détection de mouvement comprennent un élément ( 38) destiné à soustraire les premier et second signaux pour dévelop- per un signal d'angle (A) représentant l'angle formé par l'élément structurel et un plan de référence, un élément ( 43) destiné à mémoriser le signal d'angle à un instant particulier lorsque l'élément structurel ne se déplace pas, des moyens destinés à comparer les signaux suivants d'angle au signal d'angle mémorisé afin de produire un signal de différence d'angle, et des moyens destinés à intégrer le signal de différence d'angle pour donner une indication de mouvement. 9 Dispositif de détection selon la revendica- tion 8, caractérisé en ce que les moyens d'intégration comprennent un filtre passe-bande ( 80). Dispositif de détection selon la revendica- tion 8, caractérisé en ce qu'il comporte en outre un élément ( 82) destiné à comparer le signal de différence d'angle intégré à une limite prédéterminée pour produire un signal représentant un mouvement de l'élément struc- turel. 11 Dispositif de détection d'une faible pres- sion de pneumatique, destiné à détecter la présence d'un pneumatique bas porté par un élément structurel ( 20) d'un avion ( 9), caractérisé en ce qu'il comporte des premier et second accéléromètres ( 22, 23) montés sur des extrémités opposées de l'élément structurel afin de produire des premier et second signaux, des moyens ( 38) reliés aux accéléromètres pour produire un signal de poids (W) représentant le poids porté par l'élément struc- turel, des premier, deuxième et troisième filtres passe- bande ( 64, 66, 68) recevant chacun le signal de poids pour produire des premier, deuxième et troisième signaux filtrés contenant des composantes de fréquences basses, moyenne et haute, respectivement, un amplificateur ( 70) à gain variable connecté aux filtres passe-bande pour multiplier les amplitudes des premier et deuxième signaux filtrés par un facteur de gain dépendant de l'amplitude de la troisième composante de fréquence afin de produire des premier et second signaux de sortie, et un élément ( 74) destiné à additioner les premier et second signaux de sortie pour produire un signal repré- sentant une pression de pneumatique. 12 Dispositif de détection selon la revendi- cation 11, caractérisé en ce qu'il comporte en outre un comparateur ( 76) destiné à comparer le signal de pression de pneumatique à -une limite de pression de pneumatique afin de déterminer s'il existe une condition de faible pression de pneumatique. 13 Dispositif de détection selon la revendica- tion 12, caractérisé en ce qu'il comporte en outre des moyens recevant les premier et deuxième signaux pour produire un signal de mouvement représentant un mouve- ment de l'avion, et une porte ET ( 78) connectée aux moyens de production du signal de mouvement et au comparateur pour produire un signal indiquant la présence d'une condition de faible pression de pneumatique uniquement lorsque les sorties des moyens de génération du signal de mouvement et du comparateur sont toutes deux dans un état haut.