FR 2977864 A1 20130118 FR 1156326 A 20110712 L'invention est relative à un procédé de maintien de roues d'aéronef dans l'axe. ARRIERE-PLAN TECHNOLOGIQUE DE L'INVENTION Les aéronefs possèdent en général un atterrisseur auxiliaire vers l'avant de l'appareil qui comporte une partie inférieure orientable qui porte les roues de l'atterrisseur et qui est associée à une commande d'orientation pour orienter la partie basse orientable au sol afin de faciliter les déplacements de l'aéronef. L'invention a plus particulièrement trait aux atterrisseurs directs dans lesquels la partie inférieure forme la partie coulissante de l'amortisseur de l'atterrisseur, Lorsque l'atterrisseur a été déployé préalablement à l'atterrissage, la partie inférieure est maintenue dans l'axe par l'intermédiaire de cames disposées sur la partie inférieure et sur la partie fixe de l'atterrisseur, les cames étant maintenues en coopération par l'effet de la pression interne de l'amortisseur. Lorsque l'aéronef atterrit, la partie inférieure de l'atterrisseur est enfoncée dans l'atterrisseur et les cames sont alors dégagées. Lorsque la. vitesse de l'aéronef descend au dessous d'un seuil donné, la commande d'orientation est activée et maintient la partie inférieure de l'atterrisseur dans l'axe, tant que le pilote ne commande pas l'orientation des roues. Cependant, il existe un risque que l'un des pneumatiques soit dégonflé ou qu'il éclate. Pendant la phase non contrôlée par la commande d'orientation. Dans ces conditions, la partie inférieure tourne d'elle-même sous l'effet de la traînée de frottement sur le sol subie par la roues dont le pneumatique reste correctement gonflé, de sorte que les roues se retrouvent d'équerre par rapport à la trajectoire, ce qui peut conduire à l'éclatement des pneumatiques et la détérioration des jantes des roues. 2 En outre, lors des phases de roulage après l'atterrissage ou avant le décollage, un dégonflement important ou un éclatement d'un des pneumatiques risque de faire dévier l'aéronef ou endommager l'atterrisseur en raison d'une embardée soudaine. OBJET DE L'INVENTION L'invention a pour objet un procédé de gestion de l'orientation des roues d'un atterrisseur, évitant tout embarquement de la partie inférieure orientable, notamment au moment du toucher des roues. BREVE DESCRIPTION DE L'INVENTION En vue de la réalisation de ce but, on propose un procédé de gestion de l'orientation de roues d'atterrisseur d'aéronef portées par une partie inférieure orientable de celui-ci, la partie inférieure étant associée à une commande d'orientation comportant un organe d'orientation apte à orienter la partie inférieure de l'atterrisseur en réponse à un ordre d'orientation. Selon l'invention, le procédé comporte les étapes de : - surveiller les pressions des pneumatiques portés par les roues et, en réponse à la détection d'au moins l'un des évènements suivants : * la pression de l'un des pneumatiques est inférieure à un premier seuil déterminé ; * la différence entre les pressions de deux des pneumatiques est supérieure à un deuxième seuil déterminé ; - activer la commande d'orientation si la commande d'orientation n'est pas activée ; - mettre en oeuvre une loi de commande d'orientation modifiée par rapport à une loi de commande nominale utilisée lorsque les pneumatiques sont correctement gonflés. Ce procédé est utilement mis en oeuvre lors des phases d'atterrissage ou de décollage, notamment lorsque la commande d'orientation est normalement désactivée. Ainsi, le procédé permet une activation rapide de la commande d'orientation dès la détection de l'un des évènements précités, et permet à la commande d'orientation de mettre en oeuvre immédiatement la loi de commande modifiée, ce qui empêche ou à tout le moins diminue l'embarquement des roues et les dégâts associés. Bien sûr, si la commande d'orientation est déjà activée, il suffira alors de passer de la loi de commande nominale à la loi de commande modifiée en réponse à la détection des événements précités. Bien évidemment, tout ceci n'a de sens que s'il est détecté que l'une au moins des roues de l'atterrisseur concerné est en contact avec le sol. DESCRIPTION DES FIGURES L'invention sera mieux comprise à la lumière de la description détaillée qui suit en référence aux figures parmi lesquelles : - la figure 1 est une vue de face d'un atterrisseur auxiliaire d'aéronef ; - la figure 2 est une vue de dessus de l'atterrisseur de la figure 1 ; - la figure 3 est un schéma d'un asservissement pour la mise en oeuvre du procédé de l'invention. DESCRIPTION DETAILLEE D'UN MODE DE REALISATION DE L'INVENTION L'invention est ici décrite en relation avec un atterrisseur auxiliaire d'aéronef, par exemple un atterrisseur avant muni de deux roues orientables. Un tel atterrisseur auxiliaire d'aéronef comporte typiquement un caisson 1 monté articulé sur la structure de l'aéronef. Un organe de contreventement (non représenté) s'étendant entre la structure de l'aéronef et la caisson permet de stabiliser le caisson 1 et donc l'atterrisseur dans la position déployée représentée ici. Dans le caisson 1 coulisse une tige 2 dont l'e':trémité inférieure porte un essieu 3 recevant des roues 4a, 4b. Un collier 5 est monté tournant sur la partie basse du caisson 1 pour être orienté de façon commandée par un organe d'orientation, ici des vérins 6 montés en « push-pull ». Le collier 5 et la tige 1 sont liés en rotation par un compas 7, de sorte que l'orientation du collier 5 entraîne l'orientation de la tige 2 et donc des roues 4a,4b. Au moins un capteur de position angulaire est disposé sur le caisson pour mesurer la position angulaire du collier 5 et donc des roues 4. Le capteur de position angulaire 8 délivre une information de position angulaire qui est exploitée par un calculateur d'orientation disposé dans l'aéronef qui commande l'orientation des roues 4a,4b en réponse à un ordre d'orientation généré par le pilote, par appui sur les pédales ou rotation d'un volant. Un asservissement est illustré à la figure 3, où l'on voit que le signal de rétroaction Or est constitué l'information de position angulaire générée par le capteur de position angulaire 8. Plus précisément, l'asservissement, qui est mis en oeuvre par le calculateur d'orientation, comporte le calcul d'une erreur s entre une consigne d'orientation 0 provenant par exemple d'un volant dans le cockpit, et le signal de rétroaction Or. L'erreur est ici fournie à un PID 10 qui génère un courant de commande i d'une servovalve 11 qui alimente les vérins 6 de l'organe d'orientation. Tout ceci est bien connu et n'est rappelé qu'à titre d'information pour situer le contexte de l'invention. Lors d'une phase d'atterrissage, la tige, qui forme avec le caisson un amortisseur télescopique, se trouve en position détendue. Dans cette position, une came solidaire de la tige coopère avec une came solidaire du caisson pour maintenir les roues 4a et 4b dans l'axe, comme illustré ici. En général, la commande d'orientation est neutralisée lors de la phase d'atterrissage pour éviter tout embarquement intempestif des roues suite à une défaillance de l'organe d'orientation ou du calculateur d'orientation. La commande d'orientation n'est en général activée que lorsque les roues ont touché le sol (et donc que la tige a commencé à s'enfoncer dans le caisson et que les deux cames sont éloignées), et que la vitesse longitudinale de l'aéronef soit descendue au dessous d'un seuil prédéterminé. Cependant, si les roues de l'atterrisseur touchent 5 le sol alors que les pressions dans les pneumatiques sont très différentes, l'effort du sol va transiter préférentiellement par la roue dont le pneumatique est le plus gonflé, ce qui va créer sur la partie orientable de l'atterrisseur un moment de pivotement qui peut provoquer l'embarquement de la partie orientable, alors que la commande d'orientation n'est pas encore activée. Pour éviter un tel évènement, et selon l'invention, on surveille les pressions Pa, Pb des deux pneumatiques à l'aide de capteurs de pression respectifs 9a et 9b. On pourra par exemple utiliser des capteurs implantés dans les jantes des roues pour mesurer la pression régnant dans les pneumatiques, les capteurs communiquant par une antenne avec des récepteurs 10a,10b placés dans l'essieu des roues. Les signaux issus des récepteurs 10a, 10b sont fournis à un organe d'activation 12 qui commande ici un interrupteur 13 pour autoriser sélectivement la fourniture du courant de commande i à la servovalve 11. Grâce aux capteurs de pression 9a, 9b, les évènements suivants vont pouvoir être détectés : - l'une des pressions relevées dans l'un des pneumatiques est inférieure à un premier seuil déterminé P1 ; soit Pa ou Pb REVENDICATIONS1. procédé de gestion de l'orientation de roues (4a,4b) d'atterrisseur d'aéronef portées par une partie inférieure orientable de celui-ci, la partie inférieure étant associée à une commande d'orientation comportant un organe d'orientation (6) apte à orienter la partie inférieure de l'atterrisseur en réponse à un ordre d'orientation, caractérisé en ce que, le procédé comporte les étapes de : - surveiller les pressions (Pa, Pb) des pneumatiques portés par les roues et, en réponse à la détection d'au moins l'un des évènements suivants : * la pression de l'un des pneumatiques est inférieure à un premier seuil déterminé (P1); * la différence entre les pressions de deux des pneumatiques est supérieure à un deuxième seuil déterminé (P2); - activer la commande d'orientation si la commande d'orientation n'est pas activée ; - mettre en oeuvre une loi de commande d'orientation modifiée par rapport à une loi de commande nominale utilisée lorsque les pneumatiques sont correctement gonflés. 2. Procédé selon la revendication 1, dans lequel la loi de commande d'orientation modifiée est modifiée par rapport à la commande nominale selon une ou plusieurs des actions suivantes . - limiter l'angle d'orientation de la partie orientable de l'atterrisseur, de préférence à ±45 degrés) ; - limiter la vitesse maximale de l'aéronef à laquelle les roues peuvent être orientées, de préférence en dessous de 5 noeuds ; - limiter la vitesse angulaire d'orientation des roues, de préférence à ±5 degrés par seconde ;- augmenter la sensibilité de la commande aux faibles angles, de préférence d'un facteur 2 ; - augmenter la bande morte autour de 0 degré; - réduire la dynamique de la commande.5