FR 2626688 A1 19890804 FR 8901335 A 19890202 La présente invention concerne un avion ainsi qu'un procédé et un appareillage pour le pilotage de tels avions, équipés de joints élastiques entre des parties et des dispositifs correspondants et utilisant -des détecteurs pour déterminer divers paramètres utili- sables pour commander la marche des avions. Pour le pilotage d'avions tels que des avions à passagers, il est très utile et, pour une conduite au- tomatique, nécessaire pour obtenir des informations con- cernant des forces et des moments agissant sur l'avion spécifiquement lors du décollage et de l'atterrissage. Le brevet U.S. No. 2 443 045 décrit un sys- tème déterminant le centre de gravité et le poids brut d'un avion sur le sol avant le décollage. Dans ce but, il est fixé sur la béquille d'une roue avant deux jauges de mesure de contrainte, à savoir sur la partie de la béquille supportant directement la charge de l'avion. Des béquilles de train d'atterrissage principal compor- tent des jauges de mesure de contrainte montées d'une manière semblable. Le poids bruz de l'avion est egai a la somme des charges supportées par les béquilles du train principal et la béquille du train avant. Le brevet U.S. No. 3 900 828 décrit un appareillage de détection de défauts sur les béquilles et pneumatiques d'avions, cet appareillage étant ins- tallé à bord et utilisant des jauges de mesure de con- trainte pour détecter les conditions d'appui au sol. Des altérations défectueuses et des défauts des pneuma- tiques et/ou des béquilles de suspension sont signalés automatiquement au moyen d'une comparaison électrique des signaux de sortie de jauges de mesure de contrainte disposées en diagonale. Egalement, le poids et le centre de gravité peuvent étre déterminés. Le brevet allemand publié sous le No. 36 20 888 se rapporte à un système pour contrôier la sollicitation de composants structuraux d'avions en utilisant la saisie, le traitement et la mémorisation de paramètres concernant les charges pendant le fonc- tionnement de l'avion en vue d'une évaluation au sol afin de contrôler d'une manière continue une stabilité prédéterminée dudit avion. Dans ce but, des signaux de sortie de détecteurs sont traités en vue de déterminer la vitesse, l'accélération, la masse, le centre de gra- vité et les variations des volets d'ailes. Le brevet européen publié sous le No. 0 066 923 (demandes de brevets déposées aux Etats-Unis sous les Nos. 265031 du 18 Mai 1981 et 371321 le 26 Avril 1982) décrit un système de détermination d'intégrité structurale d'un avion qui est semblable à celui décrit ci-dessus mais qui utilise des détecteurs de moments structuraux pour mesurer et enregistrer certains effets de forces agissant sur la structure d'un avion. Le brevet allemand déposé sous le No. 43 055 (demande de brevet déposée auxEtats-Unis sous le No. de série 102776 le 12 Décembre 1979) décrit un système de mesure de masse pour un avion, utilisant une paire de détecteurs d'inclinaison déterminant l'an- gle de flexion d'une partie de l'avion sous l'effet de son poids brut. Le brevet U.S. No. 5 123 937 décrit un pro- cédé de détermination des variations d'inclinaison d'un arbre de roue d'un camion en fonction de la charge. La demande de brevet déposée aux Etats- Unis sous le No. de série 057 892 le 21 Mai 1987 (de- mande de brevet international WO 87/02129) se rapporte à un procédé et un système de conduite de véhicules terrestres utilisant des dispositifs de mesure de forces/ moments intégrés dans des liaisons élastiques et/ou des positions de support correspondantes, déterminant les forces et/ou les moments agissant sur le véhicule ou des parties de celui-ci au moyen des dispositifs de me- sure de forces/moments, traitant lesdites valeurs et optimisant les caractéristiques de conduite du véhicule sur la base des résultats du traitement. Des avions ne sont pas mentionnés dans ce document bien que l'une ou l'autre mesure indiquée puisse être appliquée également à des avions. Cependant, à de nombreux aspects, la situation est bien différente pour des avions par comparaison à des véhicules terrestres puisqu'on doit prendre en considération des paramètres assez différents. Des aspects essentiels concernant des avions sont en particulier la sécurité au décollage et à l'at- terrissage ainsi que le minimum de consommation d'éner- gie. La sécurité au cours du décollage dépend en par- ticulier de la distance de roulement déjà parcourue, la vitesse momentanée réelle, le poids brut, la sustenta- tion ascensionnelie momentanée, la position des centres de gravité statique et aérodynamique et différents autres paramètres. La consommation d'énergie est essentiellement déterminée par la position du centre de gravité aéro- dynamique par rapport au centre de gravité statique. Pour l'atterrissage, en majeure partie des aspects sem- blables au décollage sont applicables. Un objet principal de l'invention est de créer un procédé et un appareillage de conduite d'avions avec une augmentation considérable de la sécurité pen- dant le décollage et l'atterrissage. Un autre objet de l'invention est de créer un procédé et un appareillage de conduite d'avions avec une diminution considérable de la transformation d'éner- gie. Encore un autre objet de l'invention est de créer un procédé et un appareillage de conduite d'avions, utilisant des détecteurs agencés d'une manière très simple et protégés à l'intérieur de parties ou disposi- tifs de l'avion offrant une précision de mesure accrue. Ces objets et d'autres sont obtenus avec un avion comportant une pluralité de parties essentiel- lement rigides qui sont reliées élastiquement entre elles, l'avion comprenant: - une matière élastomère disposée dans des joints de liaison entre lesdites parties rigides; - au moins un détecteur intégré dans lesdits joints de liaison pour déterminer des forces et/ou des moments, respectivement, agissant dans lesdits joints de liaison et produisant des signaux représentant les- dites forces et/ou moments; et - des moyens de traitement et de commande pour ledit avion, reliés auxdits détecteurs et qui reçoivent les signaux provenant desdits détecteurs de façon à pro- duire des signaux pour la commande de la conduite dudit avion en fonction desdites forces/moments mesurés par lesdits détecteurs. Conformément à un autre aspect de l'inven- ion, -est créé un procédé de conduite d'un avion en fonction de forces et/ou de moments agissant sur lui, comprenant les étapes consistant à; intégrer des détecteurs de forces/moments dans des liaisons élastiques et/ou leurs positions de supports respectives dans ledit avion; déterminer de façon continue lesdites forces et/ou moments agissant sur ledit avion ou des parties de celui-ci, respectivement, au moyen desdits détecteurs de forces/moments; - traiter des valeurs déterminées par lesdits détecteurs de forces/moments; - produire des signaux de commande de divers dispositifs dudit avion en fonction desdites forces/ moments mesurés par lesdits détecteurs de forces/moments de manière à optimiser laconduite dudit avion. Selon encore un autre aspect de l'invention, il est créé un appareillage pour commander la conduite d'un avion comportant une pluralité de parties essen- tiellement rigides et qui sont reliées élastiquement entre elles, comprenant: - des détecteurs de forces/moments intégrés dans des joints élastiques de liaison entre lesdites parties rigides pour déterminer des forces et/ou des moments, respectivement, agissant dans lesdits joints de liaison et pour produire des signaux représentant lesdites forces et/ou moments; et - une unité de commande d'appareillage reliée auxdits détecteurs pour recevoir des signaux provenant desdits détecteurs, pour évaluer et traiter lesdits signaux et pour produire des signaux de sortie servant à commander le fonctionnement des différents disposi- tifs dudit avion en fonction desdites forces/moments mesurés par lesdits détecteurs. D'autres caractéristiques et avantages de l'invention seront mis en évidence, dans la suite de la description, donnée à titre d'exemple non limitatif, en référence aux dessins annexés dans lesquels: la Figure la est une vue en élévation sché- matique d'une partie d'un avion montrant les positions des détecteurs; la Figure lb est une vue en plan schéma- tique d'un avion montrant les positions de détecteurs de forces/moments qui sont utilisés conformément à l'invention; les Figures 2, 3 montrent deux variantes d'incorporation des joints élastiques utilisés en rela- tion avec l'invention et dans lesquels est intégré un détecteur de force; la Figure 4 représente une autre réalisation d'un joint élastique dans lequel est intégré un détec- teur de force et qui est adapté pour être utilisé en relation avec l'invention; les Figures 5, 6 représentent deux réali- sations de joints élastiques particulièrement préférés et pourvus de détecteurs intégrés; et la Figure 7 est un schéma à blocs d'une unité de commande d'appareillage conforme à l'invention. La Figure 1 représente un avion 10, en par- ticulier un avion pour passagers, comportant un train d'atterrissage principal 12 sorti et un train d'atter- rissage avant 14 sorti. Entre les joints de liaison des trains d'atterrissage avec la structure de l'avion et dans les roues, il est prévu divers éléments reliés entre eux. Conformément à l'invention, au moins une partie de ces joints de liaison peuvent être agencés sous la forme de joints élastiques dans lesquels sont intégrés des détecteurs de forces, de pressions ou de couples (mo- ments), qui seront appelés simplement dans la suite des "détecteurs". Sur les Figures la et lb, on a indiqué à titre d'exemples des positions o de tels détecteurs peuvent être disposés. Sur les Figures la et lb, ces détecteurs sont représentés par des triangles. A titre d'exemples, seulement les posi- tions suivantes sont mentionnées: Les détecteurs 20 et 22 sont disposés dans une béquille verticale centrale 15, 17 respecti- vement du train d'atterrissage principal et du train d'atterrissage avant, en particulier pour une détermi- nation de la charge momentanée agissant sur chaque train d'atterrissage et pour une détermination d'os- cillations résultant en particulier de la rugosité du sol. Il est prévu d'autres détecteurs 24, 26, 28 pour déterminer la charge agissant sur des roues indi- viduelles 30, 32, 34. Les détecteurs 24, 26 et 28 peu- vent être également des détecteurs de couple détermi- nant les couples momentanés agissant sur les roues in- dividuelles. Des détecteurs 36, 38, 40 et 42 sont dis- posés dans des barres de support 44, 46, 48 et 50, respectivement inclinées par rapport à l'horizontale et divergeant vers le haut. Les signaux de ces détec- teurs peuvent être utilisés en combinaison avec des signaux de détecteurs de forces verticales pour déter- miner des composantes de forces horizontales agissant sur les trains d'atterrissage dans la direction de mouvement et latéralement par rapport à celle-ci au cours du décollage et de l'atterrissage. D'autres détecteurs peuvent être installés respectivement dans les zones de pivotement des béquilles des trains d'atterrissage et des barres de support par rapport à la structure de l'avion, partiellement en al- ternance avec les détecteurs indiqués ci-dessus, ou en addition à ceux-ci. Il est à noter que des couples ou moments correspondants peuvent être calculés à partir des forces déterminées ou des bras de leviers associés par l'intermédiaire desquels lesdites forces sont ap- pliquées. La Figure lb représente schématiquement d'autres positions o des détecteurs de forces/moments peuvent être avantageusement placés. En addition aux détecteurs énumérés ci-dessus et repérés par les mêmes références numériques sur la Figure lb et sur la Figure la, des détecteurs de forces/moments 21 peuvent être prévus sur ou à l'intérieur, respectivement, de joints de liaison de moteurs 19 afin de déterminer des forces, des moments et/ou des oscillations agissant sur les moteurs à réaction et/ou causés par eux. D'autres détecteurs de forces/moments 23 peuvent être disposés sur ou à l'intérieur des joints de liaison entre les ailes 33 et les volets d'atter- rissage 35 de l'avion. En outre, des détecteurs de forces/moments peuvent être installés en différents en- droits de l'empennage de l'avion, comme les détecteurs , 27, 29 et 31 placés sur ou à l'intérieur des joints de liaison des dérives horizontales et/ou verticales. Les Figures 2 et 3 sont des vues schémati- ques d'exemples de réalisation de joints élastiques dans lesquels est intégré au moins un détecteur. Par exemple, conformément à la Figure 2 concernant une béquille de train d'atterrissage, un tube extérieur 60 est fermé à son extrémité inférieure par un élément d'articulation 62, par exemple vissé sur lui, cet élément d'articlation 62 comportant un alésage horizontal 65 dans lequel peut être engage, par exemple, un arbre 63 de la roue avant 30. A la base du tube ex- térieur 60 est inséré un détecteur 64 qui est de pré- férence remplaçable. Dans le tube extérieur 60 est inséré un tube intérieur 72 dont l'extrémité Lnfereure est obturée par une partie extrême 73. Un intervalle annulaire étroit 70, formé entre le tube extérieur 60 et le tube intérieur 72, ainsi qu'un espace existant entre le détecteur 64 et la partie extrême inférieure 73, est rempli d'une matière élastomère exempte de bulles. La hauteur intérieure du tube extérieur 60 est de pré- férence choisie considérablement plus grande que son diamètre intérieur afin d'obtenir une excellente déri- vation de forces latérales. En conséquence, le détec- teur 64 détermine la composante verticale de la force agissant sur le tube intérieur 72 pratiquement sans frottement. Il est à noter que la matière élastomère adhère solidement sur les surfaces métalliques de con- tact entre le tube extérieur 60 et le tube intérieur 72. La Figure 3 représente une autre réalisa- tion d'un joint élastique dans lequel est intégrée une cellule de mesure de charge 84 disponible dans le commerce. La cellule de mesure de charge 84 peut être une cellule de mesure de force élastostatique telle que celle décrite dans le brevet U.S. No. 4 754 653. A nou- veau, comme pour la réalisation de la Figure 2, il est prévu dans un tube extérieur 80 la cellule de mesure de charge 84, qui constitue dans ce cas un élément pré- fabriqué séparé. Un piston 82 analogue à un tube intérieur agit sur la cellule 84, en étant entouré en deux posi- tions espacées d'une matière élastomère 90, 92 adhérant solidement sur les surfaces métalliques de contact, par exemple, par vulcanisation. Comme pour la réalisation de la Figure 2, le détecteur de la réalisation conforme à la Figure 3 effectue un déplacement extrêmement petit quand il est sollicité par une charge et il en résulte cu'il est guidé pratiquement sans frottement dans la direction verticale tandis que des forces latérales sont détour- nées ou dérivées dans le tube extérieur 80 sans aucune influence sur la cellule de mesure de charge 84. La Figure 4 représente un joint élastique 43 qui peut être sollicité à la fois en pression et en tension. Dans cette réalisation, une broche 8 est en- rourée par une matière élastomère 66 et elle s'étend latéralement au travers d'un élément de fixation 67 dont la partie inférieure 68 a une forme cylindrique de façon à recevoir la broche 8 entourée par la matière élastomère 66. Par l'intermédiaire d'un piston 7 for- mant un intervalle annulaire étroit avec la surface périphérique intérieure de l'élément de liaison 67 et par l'intermédiaire d'une autre matière élastomère 33 remplissant un intervalle existant entre la face extrême supérieure du piston 7 et une surface radiale- ment intérieure de l'élément de liaison 67, il se pro- duit une transmission d'une force verticale agissant entre l'élément de liaison 67 et la broche 8. Un joint de ce genre peut être sollicité à la fois en pression et en tension. Pour l'application d'une tension, l'élé- ment de liaison ou de support peut être entouré par un élément de tension correspondant. A cet égard, on se référera au brevet U.S. No. 4 644 805 qui décrit différents joints élastiques dans lesquels sont intégrés des détecteurs. Egalement, des joints élastiques pour une mesure directe de couples ont été décrits dans ce document. Ces joints élastiques peuvent être utilisés très avantageusement pour des avions. En particulier, dans l'alésage horizontal 63 de la Figure 3, au moins un détecteur peut être intégré dans la matière élastomère en vue d'une mesure de couple (moment). On va maintenant se référer au Tableau donné à la fin de la description, qui indique schématiquement plusieurs paramètres pouvant être déterminés par des détecteurs comme expliqué ci-dessus, des informations de mesure dérivées desdits paramètres et une utilisation possible de ces informations en vue de l'optimisation de la conduite d'un avion. Même avant le départ d'un avion, les in- formations de valeur peuvent être déterminées par les détecteurs intégrés. Ces informations concernent le poids brut résultant de la somme des forces verticales s'exerçant sur les roues, ainsi que la position du centre de gravité statique de l'avion, qui peut être déterminé à partir de la relation existant entre les forces verticales s'exerçant sur les roues individuelles. En outre, la charge de l'avion peut être contrôlée d'une manière continue et on peut faire en sorte qu'on obtienne une position désirée du centre de gravité statique. Un équilibrage précis est réalisé au moyen d'une dis- tribution correcte du carburant dans les différents réservoirs. Une vérification importante est effectuée immédiatement avant le décollage lorsque la poussée a été déterminée par une forte sollicitation des moteurs alors que l'avion est encore immobile. Jusqu'à mainte- nant, seulement des informations assez vagues étaient disponibles en ce qui concerne la vitesse du moteur. Avec l'appareillage conforme à l'invention, qui utilise la composante horizontale déterminée par les détecteurs mentionnés ci-dessus, il est possible d'obtenir une valeur très exacte de la poussée exercée. En outre, les signaux dynamiques qui sont obtenus à partir des différents détecteurs de forces et de moments (couples) pendant le décollage sont d'une grande importance. Spécifiquement, la charge momentanée ces pneumatiques ainsi que la sustentation aérodvnamicue peuvent étre dérivées d'une manière continue des signaux re-résentant les charges verticales dvnamicues s'exer- çant sur les roues, en fournissant une information con- cernant la charge momentanée agissant sur l'avion, à la fois en grandeur et en direction. Egalement, la susten- tation aérodynamique momentanée, qui est essentielle au moment du décollage à partir du sol, peut être dé- terminée d'une façon continue par la somme des forces verticales s'exerçant sur les roues individuelles. Les oscillations déterminées au moyen des détecteurs produisent des signaux adaptés pour être utilisés pour un réglage de la force d'amortissement s'exerçant dans les trains d'atterrissage. Par exemple, il est possible d'adapter l'amortissement à la condition de la piste d'aéroport. En outre, ces signaux fournis- sent une information concernant l'état des pneumatiques et des trains d'atterrissage. Au moment du décollage de l'avion à partir du sol, la position du centre de gravité aérodynamique est importante et cette position peut être déterminée à partir des signaux provenant des détecteurs captant à lafois les composantes verticales et horizontales des forces, lesdits signaux pouvant être utilisés pour un contrôle aérodynamique effectué un peu avant que l'avion soit porté par l'air. Il est à noter que d'autres signaux déter- minés et utilisés avec des avions connus, comme la vi- tesse périphérique des roues, l'angle de direction et une distance mesurée en relation avec la rotation des roues, c'est-à-dire la distance de roulement couverte sur la piste, peuvent être additionnellement utilisées pour le traitement des signaux des détecteurs conformé- ment à l'invention. La vitesse absolue de roulement lors du décollage et de l'atterrissage peut être déterminée assez exactement, indépendamment du frottement intrin- sèque relativement grand des roues sur le sol, par établissement d'une corrélation entre les oscillations dérivées des roues qui sont espacées dans la direction de roulement, c'est-à-dire des roues 26 et 28 du plan d'atterrissage principal ou de la roue 24 du train d'atterrissage avant, et d'une (ou des deux) roues 26 et 28, respectivement, du train d'atterrissage principal, comme cela a été décrit dans ia demande de brevet alle- mand publié sous le No. 34 35 866. Par une intégration mathématique, il est également possible de calculer la distance exacte de roulement qui a été parcourue. Par une comparaison de la vitesse absolue de roulement et de la vitesse périphérique des roues, il est possible de déterminer le patinage des roues individuelles. Par combinaison de ce patinage avec les forces horizontales et verticales déterminées, il est possible d'obtenir la valeur de frottement entre les roues et la piste et la force neécessaire de frottement peut être réglée d'une manière optimale par des sys- tèmes anti-blocages qui sont maintenant en service depuis plusieurs années. Cependant, la commande est bien plus précise à cause de l'exactitude des résultats de mesure. A cet égard, il est à noter que, naturel- lement, les détecteurs sont de préférence disposés sy- métriquement par rapport à l'axe longitudinal de l'a- vion, à gauche et à droite des trains d'atterrissage. Cela signifie que des charges différentes, en parzicu- lier dues a,::forces du vent, agissant latéralement par l'avant ou par l'arrière, peuvent être déterminées par une comparaison des résultats de mesure provenant des détecteurs individuels situés des deux côtés de l'axe longitudinal de l'avion. Cela permet un équilibrage momentané de l'avion et un pilotage avec servo-assis- tance de ce dernier. La description faite ci-dessus mo.tre que les valeurs de mesure cdéterminées et l'information dé- rivée de celles-ci permet de prendre en considération l'accélération ou la distance de freinage disponible respectivement ou à l'atterrissage de l'avion d'une manière bien plus exacte que ce qu'il était possible d'obtenir jusqu'à maintenant. En conséquence, i1 est possible de se rendre compte plus rapidement et avec plus de précision d'une nécessité éventuelle d'arrêt de l'opération de décollage ou d'atterrissage. Les Figures 5 et 6 représentent des joints élastiques préférés qui sont prévus entre deux parties disposées coaxialement l'une par rapport à l'autre. Du fait de la disposition latérale du détecteur, des lignes électriques et hydrauliques ou des fils d'ac- tionnement servant à manoeuvrer différents éléments de commande dans les trains d'atterrissage et dans d'autres unités peuvent passer dans la partie intérieure de forme tubulaire. Spécifiquement, la Figure 5 représente un joint élastique 110 comportant une partie tubulaire intérieure 112 dont le diamètre extérieur est augmenté dans une zone prédéterminée de telle sorte qu'il se forme un décrochement 114 de préférence incliné. La partie tubulaire intérieure 112 comporte un passage central et est entourée par une partie extérieure 116, tubulaire dans l'ensemble, et dont le contour intérieur est essentiellement complémentaire de la surface exté- rieure périphérique de la partie tubulaire intérieure 112, en laissant subsister un intervalle annulaire étroit 118 qui est rempli d'une matière élastomère exempte de bulles. Dans la zone du décrochement 114 de la partie tubulaire intérieure 112, l'intervalle annulaire 118 est un peu élargi de façon à former un espace intermédiaire tron- conique 120 qui est rempli de matière élastomère et qui est relié au côté d'introduction de force ou de pression d'un détecteur 124 par l'intermédiaire d'un trou radial 122, de préférence rempli d'une matière élastomère ou également d'un liquide incompressible. Le détecteur 124 est fixé latéralement sur la partie extérieure 116. L'intervalle annulaire 118 rempli de ma- tière élastomère peut être recouvert par respectivement un anneau supérieur 126 et un anneau inférieur 128 de telle sorte que la matière élastomère soit protégée *contre une détérioration. La Figure 6 représente une réalisation en- core simplifiée par comparaison à celle de la Figure 5, au moins un détecteur 130 étant noyé dans la matière élastomère remplissant l'espace intermédiaire élargi 120. Il est également à noter qu'on obtient d'un joint élastique auquel est intégré un détecteur un avantage particulier par le fait que, conformément à l'invention, on peut faire passer dans un passage cen- tral 129 de la partie tubulaire intérieure 112 diffé- rentes lignes, conduits et fils. La partie tubulaire 112 et la partie extérieure 116 peuvent constituer des par- ties extrêmes de toutes pièces désirées à relier élas- tiquement. Egalement, la partie extérieure 116 et la partie tubulaire 112 peuvent être filetées ou reliées de toute manière désirée avec tout élément désiré, comme cela est indiqué sur la surface extrême supérieure de la partie extérieure 116 sur la Figure 6. En fonctionnement, lorsqu'une force est exercée sur la partie extérieure 116 à partir du haut alors que la partie tubulaire intérieure 112 est suppor- tée verticalement, la force sera transmise essentielle- ment sans frottement respectivement au détecteur 124 ou 130. Egalement, des forces latérales seront complète- ment détournées ou dérivées de la partie extérieure 116 sous l'effet de la matière élastomère se trouvant dans l'intervalle annulaire étroit. I1 est à noter qu'en parcziculier la réa- lisation conforme à la Figure 6 peut utiliser plusieurs détecteurs 113 répartis sur sa périphérie dans l'espace intermédiaire 120 en étant noyées dans la matière élas- tomère, les détecteurs étant reliés par l'intermédiaire de lignes électriques correspondantes, passant de pré- férence à l'intérieur de la partie tubulaire intérieure (112) (ou même sans fils) avec une unité de commande d'appareillage ou un ordinateur installé à bord. La Figure 7 montre schématiquement la con- ception de l'appareillage ou de l'ordinateur de bord conforme à l'invention, qui comprend un processeur 100 (cf. également Fig. 1) représentant l'unité de commande d'appareillage. Un tel type d'unité de commande d'appa- reillage est maintenant utilisé depuis de nombreuses années et constitue un composant obligatoire dans tous les gros avions. Une personne spécialisée dans le do- maine du traitement de données peut établir un programme correspondant pour le processeur en utilisant des va- leurs ou paramètres de mesure, des valeurs de référence mémorisées et des relations mathématiques appropriées entre lesdits paramètres afin de produire différents signaux de commande et différents résultats. En parti- culier, le processeur 100 peut appliquer un signal de commande à un circuit de commande de pilotage 101 éta- blissant l'angle de pilotage et/ou le degré de servo- pilotage. Un autre signal de commande peut être appliqué à un circuit 102 de commande de fonctionnement de moteur commandant l'alimentation en carburant, des instants d'allumage et d'autres paramètres du moteur. Le proces- seur 100 peut fournir d'autres signaux de commande à un circuit 103 de commande de ressort ou de suspension servant à régler le degré d'atténuation ou d'amortisse- ment du ressort ou de la suspension en fonction de la charge momentanée, de l'augmentation de charge, des conditions de la piste et des forces latérales. Un autre signal de commande sera fourni par le processeur 100 à un circuit de commande de freinage 104 afin de commander, par exemple, les systèmes anti-blocage des roues indi- viduelles. Une unité de commande d'urgence 106 enclenche des mesures d'urgence appropriées lors de la réception d'un signal d'urgence provenant du processeur 100. Un circuit de commande d'affichage 105 est relié au pro- cesseur 100 pour afficher les valeurs mesurées calculées optiquement et/ou acoustiquement et pour indiquer des instructions au pilote. D'autres informations concernant l'optimi- sation du fonctionnement d'un avion peuvent être dérivées de détecteurs intégrés dans des joints élastiques de l'empennage, des volets d'ailes, de la suspension de moteur et d'autres parties. Ces signaux sont utiles non seulement pour le décodage et L'atterrissage mais éga- lement pendant le vol. Bien entendu, la présente invention n'est nullement limitée aux modes de réalisation décrits et représentés; elle est susceptible de nombreuses varian- tes accessibles à l'homme de l'art, suivant les applica- tions envisagées et sans que l'on ne s'écarte de l'in- vention. TABLEAU Parametre Information Utilisation mesure de mesure d'Information Détecteur de force sur roue charge sur pneumatique force (verticale) individuelle sustentation aérodynamique Signal de charge somme des forces sur roue poids au décollage statique et dy- namique de roue sustentation aérodynamique amortissement réglage d'amortissement; condition du sol; condition des pneumatiques et des trains d'atterrissag Détecteur de forces de roulement et de commande de force de freina! force (oblique) freinage couples de roues Composante de position du centre de distribution des charges force horizontale gravité statique ajoutées et du carburant (statique/ dynamique) position du centre de équilibrage aérodynamique gravité aérodynamique peu avant Le décollage vitesse de roulement valeur de frottement entre roue et sol vitesse périphé- pilotage servo-pilotage avec rique de roue; commande ABS angle de pilotage distance parcourue distance de roulement parcourue; estimation de l'accéLé- ration et du freinage; distance de roulement disponible en cas d'arrêt du décollage REVENDICATIONS 1. Avion comportant une pluralité de parties essentiellement rigides et reliées élastiquement entre elles, caractérisé en ce qu'il comprend: - une matière élastomère (66; 90, 92) dispo- sée dans des joints de liaison entre lesdites parties rigides; - au moins un détecteur (20, 21, 22, 23, 24, , 26, 27, 28; 36, 38, 40, 42; 84; 124, 130) intégré dans lesdits joints de liaison pour déterminer des for- ces et/ou des moments, respectivement, agissant dans lesdits joints de liaison et produisant des signaux représentant lesdites forces et/ou moments; et - des moyens de traitement et de commande (100, 101, 102, 103, 104, 105, 106) pour ledit avion (10), reliés auxdits détecteurs et qui reçoivent les si- gnaux provenant desdits détecteurs de façon à produire des signaux pour la commande de la conduite dudit avion en fonction desdites forces/moments mesurés par lesdits détecteurs. 2. Avion selon la revendication 1, caractérisé en ce que lesdits détecteurs (36, 38, 40, 42) sont inté- grés dans des joints de liaison entre des béquilles (15, 17, 46, 44, 48, 50) de trains d'atterrissage (12, 14} dudit avion (10) et une structure de celui-ci. 3. Avion selon la revendication 2, caractérisé en ce que lesdits détecteurs (36, 40) sont intégrés dans des joints de liaison incorporés dans lesdites béquilles (44, 46; 48, 50). 4. Avion selon la revendication 1, caractérisé en ce qu'au moins un desdits détecteurs (20) est intégré dans des joints de liaison disposés entre des béquilles (15, 17) des trains d'atterrissage (12, 14) dudit avion (10) et des arbres de roues desdits trains d'atterris- sage (12, 14). 5. Avion selon la revendication 1, caractérisé en ce qu'au moins un desdits détecteurs (38; 42) est intégré dans des joints de liaison entre des parts de supports (44, 46; 48, 50) des trains d'atterrissage (12, 14) dudit avion (10) et une structure de celui-ci, lesdites barres de support (44, 46; 48, 50) s'étendant selon un angle oblique par rapport à l'horizontale. 6. Avion selon la revendication 5, caractérisé en ce que ledit joint de liaison est incorporé dans la- dite barre de support (44, 46; 48, 50). 7. Avion selon la revendication 1, caractérisé en ce qu'au moins un desdits détecteurs (23) est intégré dans des joints de liaison entre des ailes (33) dudit avion (10) et des volets d'ailes (35), chacun mobile par rapport à l'aile associée (35). 8. Avion selon la revendication 1, caractérisé en ce qu'au moins un desdits détecteurs (25, 27, 29, 31) es intere dans des joints de liaison prévus dans un empennage dudit avion (10). 9. Avion selon la revendication 1, caractérisé en ce qu'au moins un desdits détecteurs (22) est inté- gré dans des joints de liaison prévus entre des béquilles (15, 17) des trains d'atterrissage (12, 14) dudit avion (10) et des supports de roues (30, 32, 34) desdits trains d'atterrissage (12, 14). 10. Avion selon la revendication 1, caractérisé en ce que lesdits détecteurs sont positionnés symétri- quement par rapport à un plan vertical passant par un axe longitudinal dudit avion (10). 11. Procédé de conduite d'un avion en fonction de forces et/ou de moments agissant sur lui, procédé caractérisé en ce qu'il comprend les étapes consistant à: - intégrer des détecteurs de forces/moments dans des liaisons élastiques et/ou leurs positions de support respectives dans ledit avion; - déterminer de façon continue lesdites forces et/ou moments agissant sur ledit avion ou des parties de celui-ci, respectivement, au moyen desdits détecteurs de forces/moments; - traiter des valeurs déterminées par lesdits détecteurs de forces/moments; - produire des signaux de commande de divers dispositifs dudit avion en fonction desdites forces/ moments mesurés par lesdits détecteurs de forces/moments de manière à optimiser la conduite dudit avion. 12. Procédé selon la revendication 11, carac- térisé en ce que lesdits détecteurs de forces/moments sont intégrés dans les trains d'atterrissage (12, 14) dudit avion (10) et ladite étape de détermination est effectuée alors que ledit avion est irmmobile, pendant un décollage et/ou un atterrissage. 13. Procédé selon la revendication 11, carac- térisé en ce qu'au moins certains desdits détecteurs de forces/moments sont intégrés dans un empennage et/cu des liaisons de volets d'ailes dudit avion (10) et la- dite étape de détermination est effectuée alors que l'avion est immobile, pendant un décollage et/ou un atterrissage afin de déterminer des forces et/ou des moments agissant sur ledit empennage et/ou sur lesdites liaisons de volets d'ailes. 14. Procédé selon la revendication 11, carac- térisé en ce que ladite étape de traitement consiste à mettre en relation les réponses statiques ou dynami- ques des différentes parties dudit avion l'une avec l'autre et/ou avec des valeurs de référence mémorisées. 15. Procédé selon la revendication 11, caracté- risé en ce que ladite étape de traitement consiste à déterminer un centre de gravité statique et/ou aérodyna- mique dudit avion (10) en fonction de valeurs détermi- nées dans ladite étape de détermination lorsque ladite étape d'optimisation consiste à optimiser ledit centre de gravité statique et/ou aérodynamique àe l'avion (10). 16. Procédé selon la revendication 15, caracté- risé en ce que ledit centre de gravité aérodynamique est déterminé peu avant un décollage dudit avion (10) par comparaison de forces verticales agissant sur des roues individuelles (30, 32, 34) des trains d'atterrissage (12, 14) dudit avion (10). 17. Procédé selon la revendication 11, caracté- risé en ce que ladite étape de détermination consiste à capter des oscillations détectées par lesdits détecteurs et imputables à une rugosité du sol, en ce que ladite étape de traitement consiste à établir une corrélation entre des oscillations déterminées par des détecteurs de forces/moments prévus dans les roues (30, 32, 34) dudit avion (10) et eszaces dans une direction longitu- dinale dudit avion de manière à déterminer une vitesse absolue, une accélération absolue et/ou une distance absolue parcourue par roulement. 18. Procédé selon la revendication 17, caracté- risé en ce que ladite étape de traitement consiste à calculer la valeur de frottement entre lesdites roues et ledit sol en fonction de ladite vitesse absolue, d'une vitesse périphérique déterminée des roues et d'une charge momentanée des roues et en ce que ladite étape d'optimisation consiste à commander une force de frot- tement pour lesdites roues individuelles.(30, 32, 34). 19. Procédé selon la revendication 17, caracté- risé en ce que des détecteurs sont intégrés dans des joints de liaison placés symétriquement par rapport à un plan vertical passant par un axe longitudinal dudit avion (10) et en ce que ladite étape de traitement consiste à établir une corrélation entre des signaux provenant des- dits détecteurs situés sur les deux côtés dudit plan et ladite valeur de frottement et en ce que ladite étape d'optimisation consiste à commander un système de servo- pilotage dudit avion en fonction du résultat de ladite corrélation. 20. Procédé selon la revendication 11, caracté- risé en ce que ladite étape de traitement consiste à dé- terminer des moments de rotation des roues en fonction de signaux déterminés par lesdits détecteurs dans ladite étape de détermination et en ce que ladite étape d'opti- misation consiste à estimer la condition des freins, des pneumatiques et/ou des trains d'atterrissage dudit avion. 21. Un appareillage pour commander le fonction- nement d'un avion comportant une pluralité de parties essentiellement rigides reliées élastiquement entre elles, caractérisé en ce qu'il comprend: - des détecteurs de forces/moments (20, 21, 22, 23, 24, 25, 26, 27, 28; 36, 38, 40, 42; 84; 124, 130) intégrés dans des joints élastiques de liaison entre lesdites parties rigides pour déterminer des forces et/ou des moments, respectivement, agissant dans les- dits joints de liaison et pour produire des signaux re- présentant lesdites forces et/ou moments; et - une unité de commande d'appareillage (100, 101, 102, 103, 104, 105, 106) reliée auxdits détecteurs pour recevoir des signaux provenant desdits détecteurs, pour évaluer et traiter lesdits signaux et pour produire des signaux de sortie servant à commander le fonctionne- ment des différents dispositifs dudit avion en fonction desdites forces/moments mesurés par lesdits détecteurs. 22. Appareillage selon la revendication 20, ca- ractérisé en ce que lesdits détecteurs de forces/moments sont noyés dans une matière élastomère (66; 90, 92) pré- vue dans lesdits joints élastiques de liaison, lesdits joints élastiques de liaison étant incorporés dans des éléments porteurs afin de supporter une structure dudit avion (10) sur des trains d'atterrissage (12, 14) de celui-ci. 23. Appareillage selon la revendication 22, ca- ractérisé en ce qu'au moins une partie desdits éléments porteurs s'étend dans une direction verticale et une partie desdits éléments porteurs s'étend selon un angle oblique par rapport à ladite direction verticale. 24. Appareillage selon la revendication 22, ca- ractérisé en ce qu'au moins une partie des détecteurs (20, 22, 24, 26, 28, sont intégrés dans des joints élastiques de liaison entre des béquilles (15, 17) des trains d'atterrissage (12, 14) dudit avion (10) et des arbres de roues (30, 32, 34) supportant lesdites béquilles (15, 17). 25. Appareillage selon la revendication 22, ca- ractérisé en ce que lesdits joints élasicuesde liaison (110) comprennent des tubes coaxiaux (112, 116) formant entre eux un intervalle annulaire (118) rempli d'une matière élastomère exempte de bulles, en contact forte- ment adhérent avec lesdits détecteurs de forces/moments (124, 130). 26. Appareillage selon la revendication 25, ca- ractérisé en ce qu'au moins une partie desdits détec- teurs (124) est fixée latéralement sur celui desdits tubes (112, 116) qui est placé à l'extérieur. 27. Appareillage selon la revendication 25, ca- ractérisé en ce qu'au moins un détecteur (130) est noyé dans ladite matière élastomère.