FR 2864032 A1 20050624 FR 0314953 A 20031219 La présente invention concerne un procédé et un dispositif pour détecter sur un avion un dépassement de charges de dimensionnement au niveau d'une partie de structure dudit avion, soit directement, soit sur des éléments agencés sur ladite partie de structure. Par charges de dimensionnement, on entend, dans le cadre de la présente invention, les charges maximales que peuvent supporter les parties de structure prises en compte sans qu'il y ait apparition de déformations permanentes. Dans un but évident de sécurité, une inspection desdites parties de 1 o structure de l'avion, ainsi que la réparation d'éventuelles détériorations, doivent être effectuées, dès qu'il y a dépassement desdites charges de dimensionnement. Une telle inspection est généralement déclenchée à la suite de la génération par un calculateur de détection d'incident, par exemple du type FWC ("Flight Warning Computer" en anglais, c'est-à-dire "calculateur d'alarme de vol" en français), d'une alarme de dépassement de vitesse ("overspeed warning" en anglais) En général, une telle alarme est engendrée lorsqu'un dépassement de plus de quatre noeuds d'une vitesse (Mach) maximale autorisée dépen- dant de la configuration actuelle de l'avion, est détecté. Les différentes vitesses (Mach) maximales sont déterminées grâce à des modèles de charge spécifiques à chaque zone de l'avion, de manière à ce que les éléments constitutifs de l'avion ne subissent pas de charge structurale de nature à les endommager. Un tel dépassement de vitesse (Mach) maximale peut se produire lors de manoeuvres inhabituelles, lors de la rencontre de turbulences importantes ou lors d'actions erronées de la part du pilote. L'activation de cette alarme oblige la compagnie aérienne, confor- mément au manuel de maintenance, à effectuer une visite de maintenance de l'avion. Cette opération vise à vérifier la bonne tenue de la structure de l'avion aux charges rencontrées lors de l'excursion en vitesse (Mach) au-delà du domaine de vol. Cette visite consiste à contrôler de façon visuelle que des cri- 1 o ques/fissures ne se sont pas développées et/ou que des éléments structuraux ou attaches ne se sont pas déformés et à vérifier que les différents systèmes potentiellement touchés fonctionnent encore de façon normale. De telles visites de maintenance immobilisent donc l'avion au sol, ce qui pénalise bien entendu la compagnie aérienne. De plus, des informations statistiques provenant des compagnies aériennes font état d'une fréquence d'occurrence relativement importante de dépassement de vitesse. En fait, pour gagner des rotations, les compagnies aériennes demandent souvent à leurs pilotes de voler à des vitesses proches des vitesses maximales. En conséquence, une simple rafale de vent ou turbulence déclenche l'alarme, ce qui oblige alors la compagnie aérienne à effectuer la visite de maintenance telle que décrite dans le manuel de maintenance de l'avion. Or, il apparaît que, dans une très grande majorité de cas, aucun dommage au niveau de la structure de l'avion de type criques, fissures, ... n'a été observé. Ainsi, il apparaît que le critère obligeant ou non à réaliser une visite de maintenance suite à une alarme de dépassement de vitesse du type précité, est excessif et mal adapté au besoin. La présente invention a pour objet de remédier à ces inconvé-nients. Elle concerne un procédé pour détecter sur un avion, de façon particulièrement efficace et fiable, tout dépassement de charges de dimensionnement au niveau d'une partie de structure (à savoir sur la partie de structure elle-même et/ou sur des éléments portés par cette dernière) du- dit aéronef, tout en évitant des inspections structurales visiblement non justifiées d'un point de vue technique. A cet effet, selon l'invention, ledit procédé selon lequel on réalise de façon répétitive et automatique les étapes suivantes: a) on mesure une vitesse effective de l'avion; b) on réalise une première comparaison, en comparant cette vitesse effective mesurée à au moins une vitesse maximale relative au moins à la configuration de vol actuelle de l'avion; et c) on détermine si une inspection structurale doit être effectuée au niveau de ladite partie de structure, au moins à partir du résultat de ladite première comparaison, est remarquable en ce que, de façon répétitive et automatique: avant ladite étape c) : a) on mesure un facteur de charge vertical de l'avion; et (3) on réalise une seconde comparaison, en comparant ledit facteur de charge vertical mesuré à au moins une valeur limite de facteur de charge vertical; et à ladite étape c), on détermine si une inspection structurale doit être effectuée au niveau de ladite partie de structure, au moins à partir des résultats desdites première et seconde comparaisons. Ainsi, grâce à la surveillance du facteur de charge vertical et à la prise en compte de façon combinée -(comme précisé ci-dessous) de deux types de dépassement (dépassement de la vitesse maximale et dépasse-ment du facteur de charge vertical maximal), on obtient une évaluation affinée du niveau de charge auquel ont été soumis la partie de structure et/ou les éléments qu'elle porte. Ceci permet de réduire de façon significative le nombre d'inspections (ou visites de maintenance) à déclencher et donc les inconvénients qui en découlent. De façon avantageuse, à l'étape f3), on compare ledit facteur de charge vertical mesuré à une valeur limite supérieure et à une valeur limite inférieure, à l'étape b), on compare ladite vitesse effective mesurée à des première et seconde vitesses maximales, et à l'étape c), on conclut qu'une inspection structurale doit être effectuée, lorsque l'une des trois conditions suivantes est réalisée: ladite vitesse effective mesurée est inférieure à ladite première vitesse maximale et ledit facteur de charge vertical mesuré est hors d'un premier domaine formé par lesdites valeurs limites supérieure et inférieure; ladite vitesse effective mesurée est comprise entre lesdites première et seconde vitesses maximales et ledit facteur de charge mesuré est hors d'un second domaine prédéterminé ; et ladite vitesse effective mesurée est supérieure à ladite seconde vitesse maximale. Premièrement, avantageusement, lorsque des éléments sustentateurs de la voilure de l'avion sont déployés, lesdites première et seconde vitesses maximales dépendent d'une vitesse maximale avec des éléments sustentateurs déployés VFE. Dans ce cas, de préférence, ladite première vitesse maximale VF vérifie la relation VF=VFE+k, k étant une valeur dépendant de la position desdits éléments sustentateurs, et ladite seconde vitesse maximale Vmaxl vérifie la relation Vmaxl =VF+V1, V1 étant une valeur de vitesse prédéterminée. Deuxièmement, avantageusement, lorsque l'avion est en configuration de croisière, lesdites première et seconde vitesses maximales dé-pendent d'une vitesse maximale d'utilisation VMO. Dans ce cas, de préférence, ladite première vitesse maximale correspond à ladite vitesse maximale d'utilisation VMO, et ladite seconde vitesse maximale Vmax2 vérifie la relation Vmax2 = VMO + V2, V2 étant une valeur de vitesse prédéterminée. Troisièmement, avantageusement, lorsque le train d'atterrissage principal de l'avion est sorti, lesdites première et seconde vitesses maxi-males dépendent d'une vitesse maximale avec train d'atterrissage sorti. Dans un mode de réalisation particulier, à l'étape b), on compare ladite vitesse effective mesurée à une vitesse maximale auxiliaire, et à l'étape c), on émet un avertissement de dépassement de vitesse maxi-male, lorsque ladite vitesse effective mesurée est supérieure à ladite vitesse maximale auxiliaire. Cet avertissement permet de prévenir l'équipage que l'avion est sorti du domaine de vol autorisé, de sorte qu'il puisse agir pour rectifier la vitesse de l'avion. Néanmoins, conformément à la pré- sente invention, cette seule condition n'oblige pas la compagnie à effectuer la visite de maintenance, au contraire des solutions usuelles précisées ci-dessus. En outre, de façon avantageuse: ladite vitesse maximale dépend également d'au moins une caractéristi- que particulière (porte ouverte, emport sous voilure, répartition de carburant, ...) de l'avion; et/ou ledit facteur de charge vertical mesuré (ou tout autre paramètre considéré et mesuré) est filtré avant d'être comparé à au moins une valeur limite; et/ou à l'étape c), le résultat d'une comparaison doit être confirmé pendant une durée prédéterminée avant d'être pris en compte; et/ou _, au moins l'un des seuils (vitesse maximale, valeur limite, ...) utilisés pour une comparaison dépend de parties de structure de l'avion prises en compte (voilure, becs, ailerons, spoilers, volets, ...). Dans un mode de réalisation particulier, de façon répétitive et automatique: avant ladite étape c) : É on mesure la valeur d'au moins un paramètre particulier supplémen- taire; et É on réalise une comparaison supplémentaire, en comparant ladite va-leur mesurée à au moins une valeur limite dudit paramètre particulier; et à ladite étape c), on détermine si une inspection structurale doit être effectuée au niveau de ladite partie de structure, en tenant également compte du résultat de ladite comparaison supplémentaire. Ainsi, dans ce mode de réalisation particulier, on prend également en compte un (ou plusieurs) paramètre(s) supplémentaire(s). De préférence, on prend en compte, comme paramètre particulier supplémentaire, au moins l'un des paramètres suivants: la masse de l'avion; le centrage de l'avion; la pression dynamique; et au moins une information particulière (par exemple une information rela- tive à une jauge de contrainte). La présente invention concerne également un dispositif pour détecter sur un avion un dépassement de charges de dimensionnement au ni-veau d'une partie de structure dudit avion. Selon l'invention, ledit dispositif du type comportant: des premiers moyens pour mesurer une vitesse effective de l'avion; des deuxièrnés moyens pour réaliser une première comparaison, en comparant cette vitesse effective mesurée à au moins une vitesse maximale relative à la configuration de vol actuelle de l'avion; et des troisièmes moyens pour déterminer si une inspection structurale doit être effectuée au niveau de ladite partie de structure, au moins à partir du résultat de ladite première comparaison, est remarquable en ce que: ledit dispositif comporte de plus: des quatrièmes moyens pour mesurer un facteur de charge vertical de l'avion; et des cinquièmes moyens pour réaliser une seconde comparaison, en comparant ledit facteur de charge vertical mesuré à au moins une valeur limite de facteur de charge vertical; et lesdits troisièmes moyens sont formés pour déterminer si une inspection structurale doit être effectuée au niveau de ladite partie de structure, à partir des résultats desdites première et seconde comparaisons. Dans un mode de réalisation particulier, ledit dispositif comporte de plus des sixièmes moyens, par exemple des moyens d'affichage et/ou des moyens d'impression, pour indiquer à un opérateur, le cas échéant, qu'une inspection structurale doit être effectuée. Les figures du dessin annexé feront bien comprendre comment l'invention peut être réalisée. Sur ces figures, des références identiques désignent des éléments semblables. La figure 1 est le schéma synoptique d'un dispositif conforme à l'invention. Les figures 2 et 3 sont des graphiques permettant de bien expliquer l'objet de la présente invention pour deux configurations de vol différentes de l'avion. Le dispositif 1 conforme à l'invention et représenté schématique-ment sur la figure 1 est destiné à détecter sur un avion non représenté, notamment un avion de transport militaire, un dépassement de charges de dimensionnement au niveau d'une partie de structure dudit avion, par exemple la voilure [c'est-à-dire soit directement sur les ailes de l'avion qui forment ladite voilure, soit sur des éléments (becs, volets, ailerons, spoilers, ...) qui sont agencés sur lesdites ailes]. Pour ce faire, ledit dispositif 1 est du type comportant: des moyens 2 usuels pour mesurer une vitesse effective Veff de l'avion; des moyens 3 qui sont reliés par une liaison 4 aux moyens 2, pour réaliser une première comparaison, en comparant cette vitesse effective Veff mesurée à au moins une vitesse maximale relative au moins à la configuration de vol actuelle de l'avion. Ladite vitesse maximale peut également dépendre d'au moins une caractéristique particulière (porte ouverte, emport sous voilure, répartition de carburant, ...) de l'avion; et des moyens 5 qui sont reliés par une liaison 6 aux moyens 3, pour déterminer si une inspection structurale doit être effectuée au niveau de ladite partie de structure, au moins à partir du résultat de ladite première comparaison. Selon l'invention: ledit dispositif 1 comporte de plus: É des moyens 7 pour mesurer un facteur de charge vertical (effectif) Nzeff de l'avion; et É des moyens 8 qui sont reliés par une liaison 9 aux moyens 7, pour réaliser une seconde comparaison, en comparant ledit facteur de charge vertical Nzeff mesuré (et de préférence préalablement filtré) à au moins une valeur limite de facteur de charge vertical; et lesdits moyens 5 qui sont reliés par une liaison 10 aux moyens 8, sont formés pour déterminer si une inspection structurale doit être effectuée au niveau de ladite partie de structure, à partir des résultats desdites première et seconde comparaisons, reçus desdits moyens 3 et 8. De préférence, le résultat d'une comparaison doit être confirmé pendant une durée prédéterminée (par exemple 300 ms) avant d'être pris en compte. Ledit dispositif 1 comporte également des moyens 1 1 qui sont reliés par une liaison 12 auxdits moyens 5 et qui sont destinés à indiquer à un opérateur, par exemple un opérateur de maintenance ou un pilote de l'avion, le cas échéant, qu'une inspection structurale doit être effectuée. Ces moyens 11 peuvent notamment comporter des moyens d'affichage permettant d'afficher sur un écran de visualisation 13 les indications précitées. Ils peuvent également comporter des moyens d'impression et/ou des moyens d'alarme, par exemple, de type sonore et/ou de type visuel. Dans un mode de réalisation particulier, lesdits moyens 8 comparent ledit facteur de charge vertical Nzeff mesuré à une valeur limite supérieure Nzsupl, Nzsup2 (qui dépendent de la masse de l'avion) et à une valeur limite inférieure Nzinf1, Nzinf2, lesdits moyens 3 comparent ladite vitesse effective Veff mesurée à une première vitesse maximale VF, VMO et à une seconde vitesse maximale Vmaxl, Vmax2 (qui est supérieure à ladite première vitesse maximale VF, VMO), et lesdits moyens 5 indiquent qu'une inspection structurale doit être effectuée, lorsque l'une des trois conditions suivantes est réalisée: ladite vitesse effective Veff mesurée est inférieure à ladite première vitesse maximale VF, VMO et ledit facteur de charge vertical Nzeff mesuré est hors d'un premier domaine DA1, DA2 formé par lesdites va-leurs limites supérieure et inférieure; ladite vitesse effective Veff mesurée est comprise entre ladite première vitesse maximale VF, VMO et ladite seconde vitesse maximale Vmaxl, Vmax2 et ledit facteur de charge Nzeff mesuré est hors d'un second domaine prédéterminé DB1, DB2; et - ladite vitesse effective Veff mesurée est supérieure à ladite seconde vitesse maximale VF, VMO. Dans le cadre de la présente invention, les vitesses maximales sont déterminées par rapport à des vitesses VFE, VMO, VLE précisées ci-dessous, qui sont obtenues de façon usuelle à l'aide de modèles de charge. Ces vitesses VFE, VMO, VLE dépendent des configurations de vol de l'avion. II en est de même des valeurs limites de facteur de charge ver-tical Nzsup 1, Nzsup2, Nzinf 1, Nzinf2 utilisées pour la mise en oeuvre de l'invention. Premièrement, lorsque l'avion se trouve dans une première confi- guration de vol, pour laquelle des éléments hypersustentateurs sont dé- ployés sur les ailes, on considère une vitesse VFE ("Flap Extended Speed" en anglais, c'est-à-dire "vitesse avec volets sortis") qui représente une vitesse maximale avec éléments sustentateurs déployés. On sait que, en particulier pour améliorer les performances au dé- collage et à l'atterrissage, on équipe généralement la voilure des avions de tels éléments hypersustentateurs (à savoir des becs au bord d'attaque des ailes et des volets au bord de fuite) qui sont déployables et rétractables, et qui permettent d'augmenter sensiblement la portance engendrée à incidence donnée, lorsqu'ils sont déployés, et aussi de repousser le phéno- mène de décrochage. Dans ce cas, comme représenté sur la figure 2 illustrant un graphique comprenant en abscisse la vitesse (ou Mach) V de l'avion et en or-donnée le facteur de charge vertical Nz, ladite première vitesse maximale VF vérifie la relation VF = VFE + k, k étant une valeur dépendant de la position desdits éléments sustentateurs, et ladite seconde vitesse maximale Vmaxl vérifie la relation Vmaxl =VF+V1, V1 étant une valeur de vitesse prédéterminée. Dans un mode de réalisation particulier: k vaut 4 noeuds (environ 2 m/s) ; et V1 vaut 15 noeuds (environ 7,5 m/s). Ainsi, dans ce cas, lesdits moyens 8 comparent ledit facteur de charge vertical Nzeff mesuré à la valeur limite supérieure Nzsupl et à la valeur limite inférieure Nzinf1, lesdits moyens 3 comparent ladite vitesse effective Veff mesurée aux première et seconde vitesses maximales VF et Vmaxl, et lesdits moyens 5 concluent qu'une inspection structurale doit être effectuée, lorsque l'une des trois conditions suivantes est réalisée: ladite vitesse effective Veff mesurée est inférieure à ladite première vitesse maximale VF, et ledit facteur de charge vertical Nzeff mesuré est hors du premier domaine DA1 formé par lesdites valeurs limites supérieure et inférieure Nzsupl et Nzinf1 ladite vitesse effective Veff mesurée est comprise entre lesdites première et seconde vitesses maximales VF et Vmaxl, et ledit facteur de charge Nzeff mesuré est hors du second domaine DB1 de forme trian- gulaire, comme représenté sur la figure 2; et ladite vitesse effective Veff mesurée est supérieure à ladite seconde vitesse maximale Vmaxl. Dans un mode de réalisation particulier: Nzsup1 vaut 2 g, g étant l'accélération de la pesanteur; NzA1 vaut 1 g; et Nzinf1 vaut 0 g. Par conséquent, lorsque l'on se trouve à l'extérieur de la zone formée par les domaines DA1 et DB1 du graphique de la figure 2, les moyens 1 1 préviennent un opérateur, par exemple un pilote de l'avion ou un opérateur de maintenance, qu'une inspection (ou visite de maintenance) doit être réalisée sur la partie structurale de l'avion et sur les éléments qui sont montés sur cette dernière. Sur la figure 2, on a de plus représenté une zone marginale 14 qui est définie entre ladite valeur limite supérieure Nzsup1 et une valeur auxiliaire NzB1, par exemple 1,8 g, pour des valeurs de vitesse inférieures à la vitesse VF. Lorsque l'avion entre dans cette zone marginale 14, le dispositif 1 émet une information correspondante, qui peut notamment être utilisée 5 dans un but statistique par les compagnies aériennes. Deuxièmement, lorsque l'avion se trouve dans une deuxième configuration de vol, pour laquelle les éléments sustentateurs (volets et becs) sont en position de croisière, on considère une vitesse VMO correspondant à une vitesse maximale d'utilisation ("Velocity Maximum Opera- ting" en anglais). Dans ce cas qui est représenté sur la figure 3, ladite première vitesse maximale correspond à ladite vitesse maximale d'utilisation VMO, et ladite seconde vitesse maximale Vmax2 vérifie la relation Vmax2 = VMO +V2, V2 étant une valeur de vitesse prédéterminée, par exemple de 23 noeuds (environ 12 m/s). Ainsi, dans ce cas, lesdits moyens 8 comparent ledit facteur de charge vertical Neff mesuré à la valeur limite supérieure Nzsup2 et à la valeur limite inférieure Nzinf2, lesdits moyens 3 comparent ladite vitesse effective Veff mesurée aux première et seconde vitesses maximales VMO et Vmax2, et lesdits moyens 5 concluent qu'une inspection structurale doit être effectuée, lorsque l'une des trois conditions suivantes est réalisée: ladite vitesse effective Veff mesurée est inférieure à ladite première vitesse maximale VMO et ledit facteur de charge vertical Nzeff mesuré est hors d'un premier domaine DA2 formé par lesdites valeurs limites supérieure et-inférieure Nzsup2 et Nzinf2; ladite vitesse effective Veff mesurée est comprise entre lesdites première et seconde vitesses maximales VMO et Vmax2 et ledit facteur de charge Nzeff mesuré est hors du second domaine DB2 représenté sur la figure 3; et ladite vitesse effective Veff mesurée est supérieure à ladite seconde vitesse maximale Vmax2. Dans un mode de réalisation particulier: Nzsup2 vaut 2,5 g; NzB2 vaut 1 g; NzA2 vaut 0 g; et Nzinf2 vaut -1 g. Par conséquent, lorsque l'on se trouve à l'extérieur de la zone noircie (domaines DA2 et DB2) du graphique de la figure 3, les moyens 1 1 préviennent un opérateur, par exemple un pilote de l'avion ou un opérateur de maintenance, qu'une inspection (ou visite de maintenance) doit être réalisée sur la partie structurale de l'avion et sur les éléments qui sont montés sur cette dernière. Troisièmement, lorsque l'avion se trouve dans une troisième configuration de vol, pour laquelle le train d'atterrissage principal de l'avion est sorti, on considère une vitesse VLE correspondant à une vitesse maximale avec train d'atterrissage sorti. Dans ce cas, l'invention est mise en oeuvre sur la base d'un graphique similaire à celui de la figure 3. Dans un mode de réalisation particulier, ledit dispositif 1 compare ladite vitesse effective Veff mesurée à une vitesse maximale auxiliaire Vaux, par exemple VFE + 4 noeuds, VMO + 4 noeuds ou VLE + 4noeuds, et il émet un avertissement de dépassement de vitesse maximale, lorsque ladite vitesse effective Veff mesurée est supérieure à ladite vitesse maxi-male auxiliaire Vaux. Cet avertissement permet de prévenir l'équipage que l'avion est sorti du domaine de vol autorisé, de sorte qu'il puisse agir pour rectifier la vitesse de l'avion. Néanmoins, cette seule condition n'oblige pas la compagnie à effectuer la visite de maintenance, au contraire des solutions connues précisées ci-dessus. Dans un mode de réalisation particulier, au moins l'un des seuils (vitesse maximale, valeur limite; ...) utilisés pour les comparaisons est adapté aux parties de structure de l'avion prises en compte (voilure, becs, ailerons, spoilers, volets, ...). Par ailleurs, dans un mode de réalisation particulier: ledit dispositif 1 comporte de plus des moyens intégrés (non explicite-ment représentés) : ^ pour mesurer la valeur d'un ou plusieurs paramètres particuliers supplémentaires; et ^ pour réaliser une ou des comparaisons supplémentaires, en comparant la valeur du ou desdits paramètres particuliers supplémentaires à une ou des valeurs limites correspondantes; et lesdits moyens 5 sont formés pour déterminer si une inspection structurale doit être effectuée au niveau de ladite partie de structure, en tenant également compte des résultats de la ou desdites comparaisons supplémentaires. De préférence, le dispositif 1 prend en compte, comme paramètre particulier supplémentaire, au moins l'un des paramètres suivants: la masse de l'avion; le centrage de l'avion; - la pression dynamique; et au moins une information particulière (par exemple une information relative à une jauge de contrainte). REVENDICATIONS 1. Procédé pour détecter sur un avion un dépassement de charges de dimensionnement au niveau d'une partie de structure dudit avion, pro-cédé selon lequel on réalise de façon répétitive et automatique les étapes suivantes: a) on mesure une vitesse effective de l'avion; b) on réalise une première comparaison, en comparant cette vitesse effective mesurée à au moins une vitesse maximale relative au moins à la configuration de vol actuelle de l'avion; et c) on détermine si une inspection structurale doit être effectuée au niveau de ladite partie de structure, au moins à partir du résultat de ladite première comparaison, caractérisé en ce que, de façon répétitive et automatique: - avant ladite étape c) : a) on mesure un facteur de charge vertical de l'avion; et 1i) on réalise une seconde comparaison, en comparant ledit facteur de charge vertical mesuré à au moins une valeur limite de facteur de charge vertical; et à ladite étape c), on détermine si une inspection structurale doit être effectuée au niveau de ladite partie de structure, au moins à partir des résultats desdites première et seconde comparaisons. 2. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce qu'à l'étape [3), on compare ledit facteur de charge vertical mesuré à une valeur limite supérieure et à une valeur limite inférieure, en ce qu'à l'étape b), on compare ladite vitesse effective mesurée à des première et seconde vitesses maximales, et en ce qu'à l'étape c), oh conclut qu'une inspection structurale doit être effectuée, lorsque l'une des trois conditions suivantes est réalisée: ladite vitesse effective mesurée est inférieure à ladite première vitesse maximale et ledit facteur de charge vertical mesuré est hors d'un premier domaine (DA1, DA2) formé par lesdites valeurs limites supérieure et inférieure; ladite vitesse effective mesurée est comprise entre lesdites première et seconde vitesses maximales et ledit facteur de charge mesuré est hors d'un second domaine (DB1, DB2) prédéterminé ; et ladite vitesse effective mesurée est supérieure à ladite seconde vitesse maximale (Vmaxl, Vmax2). 3. Procédé selon la revendication 2, caractérisé en ce que, lorsque des éléments sustentateurs de la voilure de l'avion sont déployés, lesdites première et seconde vitesses maximales dépendent d'une vitesse maximale avec des éléments sustentateurs dé-ployés VFE. 4. Procédé selon la revendication 3, caractérisé en ce que ladite première vitesse maximale VF vérifie la relation VF =VFE + k, k étant une valeur dépendant de la position desdits éléments sustentateurs, et en ce que ladite seconde vitesse maximale Vmaxl vérifie la relation Vmaxl = VF + V 1, V1 étant une valeur de vitesse prédé- terminée. 5. Procédé selon la revendication 2, caractérisé en ce que, lorsque l'avion est en configuration de croisière, lesdites première et seconde vitesses maximales dépendent d'une vitesse maximale d'utilisation VMO. 6. Procédé selon la revendication 5, caractérisé en ce que ladite première vitesse maximale correspond à ladite vitesse maximale d'utilisation VMO, et en ce que ladite seconde vitesse maximale Vmax2 vérifie la relation Vmax2 = VMO +V2, V2 étant une va-leur de vitesse prédéterminée. 7. Procédé selon la revendication 2, caractérisé en ce que, lorsque le train d'atterrissage principal de l'avion est sorti, lesdites première et seconde vitesses maximales dépendent d'une vitesse maximale avec train d'atterrissage sorti. 8. Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce qu'à l'étape b), on compare ladite vitesse effective mesurée à une vitesse maximale auxiliaire, et en ce qu'à l'étape c), on émet un avertissement de dépassement de vitesse maximale, lorsque ladite vitesse effective mesurée est supérieure à ladite vitesse maximale auxiliaire. 9. Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que ladite vitesse maximale dépend également d'au moins une caractéristique particulière de l'avion. 10. Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que ledit facteur de charge vertical mesuré est filtré avant d'être comparé à au moins une valeur limite. 11. Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que, à l'étape c), le résultat d'au moins une comparaison doit être confirmé pendant une durée prédéterminée avant d'être pris en compte. 12. Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce qu'au moins l'un des seuils utilisés pour une comparaison dépend de parties de structure de l'avion prises en compte. 13. Procédé selon l'une- quelconque des revendications précéden- tes, caractérisé en ce que, de façon répétitive et automatique avant ladite étape c) : É on mesure la valeur d'au moins un paramètre particulier supplémentaire; et É on réalise une comparaison supplémentaire, en comparant ladite va-leur mesurée à au moins une valeur limite dudit paramètre parti- culier; et à ladite étape c), on détermine si une inspection structurale doit être effectuée au niveau de ladite partie de structure, en tenant également compte du résultat de ladite comparaison supplémentaire. 14. Procédé selon la revendication 13, caractérisé en ce que l'on prend en compte, comme paramètre particulier supplémentaire, au moins l'un des paramètres suivants: la masse de l'avion; le centrage de l'avion; la pression dynamique; et au moins une information particulière. 15. Dispositif pour détecter sur un avion un dépassement de charges de dimensionnement au niveau d'une partie de structure dudit avion, ledit dispositif (1) comportant: des premiers moyens (2) pour mesurer une vitesse effective de l'avion; des deuxièmes moyens (3) pour réaliser une première comparaison, en comparant cette vitesse effective mesurée à au moins une vitesse maximale relative à la configuration de vol actuelle de l'avion; et des troisièmes moyens (5) pour déterminer si une inspection structurale doit être effectuée au niveau de ladite partie de structure, au moins à partir du résultat de ladite première comparaison, caractérisé en ce que: ledit dispositif (1) comporte de plus: des quatrièmes moyens (7) pour mesurer un facteur de charge vertical de l'avion; et des cinquièmes moyens (8) pour réaliser une seconde comparaison, en comparant ledit facteur de charge vertical mesuré à au moins une valeur limite de facteur de charge vertical; et lesdits troisièmes moyens (5) sont formés -pour déterminer si une inspection structurale doit être effectuée au niveau de ladite partie de structure, à partir des résultats desdites première et seconde comparai-sons. 16. Dispositif selon la revendication 15, caractérisé en ce qu'il comporte de plus des sixièmes moyens (11) pour 10 indiquer à un opérateur, le cas échéant, qu'une inspection structurale doit être effectuée. 17. Aéronef, caractérisé en ce qu'il comporte un dispositif (1) tel que celui spécifié sous l'une quelconque des revendications 15 et 16. 18. Aéronef, caractérisé en ce qu'il comporte un dispositif (1) susceptible de mettre en oeuvre le procédé spécifié sous l'une quelconque des revendications 1 à 14.