FR 3004547 A1 20141017 FR 1353434 A 20130416 La présente invention concerne un procédé et un dispositif de détection automatique d'une mesure erronée d'une température totale sur un aéronef. On sait qu'un aéronef, en particulier un avion de transport, utilise des données de température et de pression, et notamment la température totale TAT («Total Air Temperature» en anglais), qui sont mesurées par des sondes de données air embarquées, pour une pluralité d'applications telles que le calcul de la vitesse air pour le contrôle du vol et l'affichage dans le poste de pilotage, le contrôle moteur et la gestion de la puissance des moteurs,... La gestion de la puissance d'un moteur est, généralement, mise en oeuvre par un système de régulation électronique numérique à pleine autorité du moteur de type FADEC (« Full Authority Digital Engine Control » en anglais), qui est responsable du contrôle et de la surveillance du moteur auquel il est associé. Le système FADEC comprend, en général, un calculateur de contrôle de type EEC («Electronic Engine Control» en anglais), comme calculateur principal. Le contrôle des moteurs requiert trois paramètres de données air pour régler la poussée appropriée du moteur : la pression statique Ps, la pression totale Pt et la température totale TAT de l'air autour de la peau du fuselage de l'aéronef. Ces trois paramètres de données air sont utilisés pour calculer les paramètres suivants : l'altitude standard ISA, le nombre de Mach Mn, et la différence de températures A ISA entre la température courante et la température standard. Une table de gestion de puissance est intégrée dans le calculateur EEC pour fournir la relation entre les conditions ambiantes (ISA, Mn, A ISA) et le paramètre de contrôle du moteur (N1, EPR, TPR) qui est commandé par le calculateur EEC. La prise en compte d'une valeur exacte pour chacun des trois paramètres de données primaires (Ps, Pt, TAT) est essentielle pour pouvoir régler la poussée requise. La température totale est mesurée à l'aide d'une pluralité de sondes de température arrangées sur la peau du fuselage de l'aéronef de sorte à mesurer la température de l'écoulement d'air. Ces sondes de température comprennent des éléments sensibles à la température qui changent de résistance en réponse à des modifications de température. Or, des mesures erronées de température totale peuvent, apparaître lors de la présence de givre ou de cristaux de glace. On sait que le givre est un phénomène météorologique, dont les conditions d'apparition sont liées à l'humidité et à la température statique. Le givre peut avoir des effets sur les sondes, jusqu'à conduire à une altération de la mesure, la rendant parfois erronée (figée ou biaisée). Pour remédier à ce problème, les sondes sont chauffées pour éviter un tel givrage qui compromettrait leur fiabilité. Bien que les moyens de dégivrage soient efficaces, il n'est pas possible d'empêcher complètement des cas de givrage de certaines des sondes, de la pluralité de sondes qui équipent un aéronef, par exemple en cas de mauvais fonctionnement des moyens de dégivrage ou éventuellement lors de la présence de cristaux de glace. Il est donc avantageux de pouvoir disposer sur l'aéronef de moyens permettant de détecter en temps réel, de façon fiable, toute mesure erronée de la température totale, fournie par une sonde de température, en présence de conditions de givrage, pour éviter à des systèmes de l'aéronef d'utiliser une telle mesure erronée. La présente invention concerne un procédé de détection automatique sur un aéronef, en particulier sur un avion de transport, d'une mesure erronée d'une température totale fournie par une sonde de température. Pour ce faire, ledit procédé comprend, selon l'invention, au moins les étapes automatiques suivantes, mises en oeuvre de façon répétitive et consistant respectivement : - à surveiller une température totale mesurée, fournie par une sonde de température de l'aéronef, de manière à pouvoir détecter une première condition selon laquelle une augmentation de ladite température totale mesurée, est supérieure à un seuil de température prédéterminé pendant au moins une première durée prédéterminée ; - à surveiller la température totale mesurée, fournie par la sonde de température, de manière à pouvoir détecter une deuxième condition selon laquelle ladite température totale à la fin d'une augmentation, est située dans un premier domaine de températures autour de 0°C ; - à surveiller une altitude courante reçue, de l'aéronef, de manière à pouvoir détecter une troisième condition selon laquelle toute variation de ladite altitude courante pendant ladite première durée, reste inférieure à un seuil d'altitude prédéterminé ; - à surveiller un nombre de Mach courant reçu, de l'aéronef, de manière à pouvoir détecter une quatrième condition selon laquelle toute variation dudit nombre de Mach courant pendant ladite première durée, reste inférieure à un seuil de nombre de Mach prédéterminé ; et - à détecter une mesure erronée de la température totale lorsque lesdites première, deuxième, troisième et quatrième conditions sont simultanément remplies. Ainsi, grâce à l'invention, en surveillant et en analysant l'évolution des valeurs de trois paramètres : de la température totale mesurée fournie par la sonde de température et deux autres paramètres de l'aéronef : son altitude courante et son nombre de Mach courant, on dispose à bord de l'aéronef d'une solution permettant de détecter en temps réel, automatiquement et de façon fiable, une mesure erronée de la température totale en présence de conditions de givrage. En cas de détection d'une telle mesure erronée, la mesure courante de température totale de la sonde de température et les mesures ultérieures réalisées par cette sonde de température sont déclarées non valides et ne sont pas prises en compte par les systèmes de l'aéronef. Dans un mode de réalisation préféré, ledit procédé de détection automatique comprend, de plus, une étape supplémentaire d'annulation d'une détection d'une mesure erronée de la température totale, consistant à surveiller ladite température totale mesurée, en cas de détection d'une mesure erronée, de manière à pouvoir détecter une condition d'annulation selon laquelle la température totale est située hors d'un second domaine de températures autour de 0°C pendant au moins une seconde durée prédéterminée. Avantageusement, ledit second domaine de températures correspond audit premier domaine de températures. En outre, de façon avantageuse : - ledit premier domaine de températures est compris entre -10°C et 1°C ; et/ou - ledit seuil de température est situé dans un domaine de températures compris entre 8,5°C et 11°C, et vaut de préférence 9,5°C ; et/ou - ledit seuil d'altitude est situé dans un domaine d'altitudes compris entre 200 et 1000 pieds, et vaut de préférence 500 pieds ; et/ou - ledit seuil de nombre de Mach est situé dans un domaine de nombre de Mach compris entre 0,02 et 0,2 et vaut de préférence 0,1 ; et/ou - ladite première durée prédéterminée vaut 60 secondes. La présente invention concerne également un dispositif de détection automatique d'une température totale mesurée erronée sur un aéronef, en particulier sur un avion de transport. A cet effet, ledit dispositif est remarquable, selon l'invention, en ce qu'il comporte au moins : - une première unité de surveillance configurée pour surveiller automatiquement une température totale mesurée, fournie par une sonde de température de l'aéronef, de manière à pouvoir détecter une première condition selon laquelle une augmentation de ladite température totale mesurée, est supérieure à un seuil de température prédéterminé pendant au moins une première durée prédéterminée ; - une deuxième unité de surveillance configurée pour surveiller automatiquement ladite température totale mesurée, fournie par la sonde de température, de manière à pouvoir détecter une deuxième condition selon laquelle ladite température totale à la fin d'une augmentation, est située dans un premier domaine de températures autour de 0°C ; - une troisième unité de surveillance configurée pour surveiller automatiquement une altitude courante reçue, de l'aéronef, de manière à pouvoir détecter une troisième condition selon laquelle toute variation de ladite altitude courante pendant ladite première durée, reste inférieure à un seuil d'altitude prédéterminé ; - une quatrième unité de surveillance configurée pour surveiller automatiquement un nombre de Mach courant reçu, de l'aéronef, de manière à pouvoir détecter une quatrième condition selon laquelle toute variation dudit nombre de Mach courant pendant ladite première durée, reste inférieure à un seuil de nombre de Mach prédéterminé ; et - une unité de détection configurée pour détecter automatiquement une mesure erronée de la température totale lorsque lesdites première à quatrième unités de surveillance détectent simultanément, respectivement, lesdites première à quatrième conditions. Dans un mode de réalisation préféré, ledit dispositif de détection automatique comprend, de plus, une unité de surveillance auxiliaire configurée pour surveiller ladite température totale mesurée (fournie par la sonde de température), en cas de détection d'une mesure erronée par ladite unité de détection, de manière à pouvoir détecter une condition d'annulation selon laquelle la température totale est située hors d'un second domaine de températures autour de 0°C pendant au moins une seconde durée prédéterminée. La présente invention concerne également un système d'aéronef, en particulier de type calculateur, par exemple un calculateur de contrôle de type EEC («Electronic Engine Control» en anglais) ou une centrale anémobarométrique de type ADC (« Air Data Computer » en anglais), qui dispose de valeurs courantes (c'est-à-dire qui reçoit ou détermine des valeurs courantes) respectivement de température totale, de nombre de Mach et d'altitude de l'aéronef, ce système comportant au moins un dispositif de détection automatique d'une température totale erronée, tel que celui précité. La présente invention concerne, en outre, un aéronef, en particulier un avion de transport, qui comporte un dispositif et/ou un système, tels que ceux précités. 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 de détection automatique qui illustre un mode de réalisation de l'invention. La figure 2 est le schéma synoptique d'un système de contrôle de moteur, auquel peut être appliquée la présente invention. La figure 3 montre un aéronef, auquel peut être appliquée la présente invention Le dispositif 1 illustrant l'invention et représenté schématiquement sur la figure 1 est destiné à détecter automatiquement une mesure erronée d'une température totale d'un aéronef, en particulier d'un avion de transport. Ledit dispositif 1 qui est embarqué sur l'aéronef AC (comme illustré très schématiquement sur la figure 3), est du type comportant des liaisons 2, 3 et 4 pour recevoir, de façon itérative, de moyens usuels, des valeurs courantes respectivement de température totale, de nombre de Mach et d'altitude de l'aéronef AC. La température totale (de type TAT) est mesurée par une sonde usuelle de mesure de température totale (dite sonde de température), et le nombre de Mach et l'altitude sont déterminés à l'aide de moyens usuels. Il peut s'agir de tous moyens aptes à déterminer sur un aéronef AC les valeurs courantes du nombre de Mach et de l'altitude. Selon l'invention, ledit dispositif de détection automatique 1 comporte de plus : - une unité de surveillance U1 qui est configurée pour surveiller une température totale mesurée, reçue via la liaison 2 (d'une sonde de température de l'aéronef AC), de manière à pouvoir détecter une première condition correspondant à une augmentation (pendant une durée T1 prédéterminée) de ladite température totale mesurée, qui est supérieure à un seuil de température SA prédéterminé ; - une unité de surveillance U2 qui est configurée pour surveiller la température totale mesurée, reçue via la liaison 2, de manière à pouvoir détecter une deuxième condition selon laquelle ladite température totale à la fin d'une augmentation est située dans un domaine de températures DA autour de 0°C - une unité de surveillance U3 qui est configurée pour surveiller une altitude courante de l'aéronef AC, reçue via la liaison 3, de manière à pouvoir détecter une troisième condition selon laquelle toute variation de ladite altitude courante pendant ladite durée T1 reste inférieure, en valeur absolue, à un seuil d'altitude SB prédéterminé ; - une unité de surveillance U4 qui est configurée pour surveiller un nombre de Mach courant de l'aéronef AC, reçu via la liaison 4, de manière à pouvoir détecter une quatrième condition selon laquelle toute variation dudit nombre de Mach courant pendant ladite durée T1 reste inférieure, en valeur absolue, à un seuil (de nombre de Mach) SC prédéterminé ; et - une unité de détection 5 qui est configurée pour détecter une mesure erronée de la température totale lorsque lesdites première à quatrième unités de surveillance U1 à U4 détectent, simultanément, respectivement lesdites première à quatrième conditions, et pour transmettre une information relative à une détection via une liaison 7. Ladite unité de détection 5 comprend une porte logique ET 6 qui est reliée par l'intermédiaire de liaisons 8 à 11 respectivement auxdites unités de surveillance U1 à U4. Ainsi, le dispositif de détection automatique 1 permet de détecter en temps réel, automatiquement et de façon fiable, une mesure erronée de la température totale en présence de conditions de givrage, et ceci en surveillant et en analysant l'évolution des valeurs de trois paramètres : ladite température totale mesurée et deux autres paramètres de l'aéronef AC : son altitude et son nombre de Mach. Dans un mode de réalisation préféré : - ledit domaine de températures DA est compris entre -10°C et 1°C ; - ledit seuil de température SA est situé dans un domaine de températures compris entre 8,5°C et 11°C, et vaut de préférence 9,5°C ; - ledit seuil d'altitude SB est situé dans un domaine d'altitudes compris entre 200 et 1000 pieds, et vaut de préférence 500 pieds ; - ledit seuil (de nombre de Mach) SC est situé dans un domaine compris entre 0,02 et 0,2 et vaut de préférence 0,1 ; et - ladite durée T1 utilisée par les unités de surveillance vaut 60 secondes. Il s'avère qu'une durée de surveillance T1 de 60 secondes présente un bon compromis, c'est-à-dire qu'elle n'est pas trop courte pour éviter de ne pas détecter des situations de givrage graduel et pas trop longue pour permettre une détection efficace. Comme représenté sur la figure 1, ladite unité de surveillance U1 comprend : - un élément de calcul 13 pour calculer la différence entre la température totale TAT reçue à l'instant courant et la température totale TAT reçue une durée T1 avant l'instant courant ; et - un élément de comparaison 14 qui est relié par l'intermédiaire d'une liaison 15 audit élément de calcul 13, qui compare la différence (calculée par ce dernier) audit seuil de température SA, et qui transmet, le cas échéant (différence supérieure à SA), à la porte logique 6, une valeur « 1 » indiquant la détection de la première condition précitée. Cette unité de surveillance U1 permet ainsi de détecter un saut soudain de la température totale mesurée (de préférence supérieur à 9,5°C) qui est caractéristique du givrage d'une sonde. En outre, ladite unité de surveillance U2 comprend un élément de comparaison 16 pour comparer la température totale à la fin d'une augmentation audit domaine de températures DA et qui transmet, le cas échéant (température située dans DA), à la porte logique 6, une valeur « 1 » indiquant la détection de la seconde condition précitée. L'unité de surveillance U2 vérifie donc si la température finale après le saut de température est bien situé dans ledit domaine de températures DA, de préférence entre -10°C et 1°C. En effet, habituellement, lors de conditions de givrage, la température à l'intérieur de la sonde tombe dans ce domaine en raison de l'échauffement du mélange glace/eau à l'intérieur de la sonde, comme cela a été confirmé par des données de tests de vol. Par ailleurs, ladite unité de surveillance U3 comprend : - un élément de calcul 17 pour calculer la différence entre l'altitude de l'aéronef à l'instant courant et son altitude à la durée T1 avant cet instant courant ; et - un élément de comparaison 18 qui est relié par l'intermédiaire d'une liaison 12 audit élément de calcul 17, qui compare la différence (calculée par ce dernier) en valeur absolue audit seuil d'altitude SB et qui transmet, le cas échéant (différence en valeur absolue inférieure à SB), à la porte logique 6, une valeur « 1 » indiquant la détection de la troisième condition précitée. L'unité de surveillance U3 surveille donc une éventuelle variation (augmentation ou baisse) de l'altitude pendant la durée de surveillance T1, cette variation devant rester inférieure en valeur absolue audit seuil SB (de préférence à 500 pieds) pour éviter une fausse détection (de mesure erronée) lors d'une variation de température totale justifiée par la variation d'altitude, par exemple en cas de descente rapide. En outre, ladite unité de surveillance U4 comprend : - un élément de calcul 19 pour calculer la différence entre le nombre de Mach de l'aéronef à l'instant courant et son nombre de Mach à la durée T1 avant cet instant courant ; et - un élément de comparaison 20 qui est relié par l'intermédiaire d'une liaison 21 audit élément de calcul 19, pour comparer cette différence audit seuil SC et pour transmettre le cas échéant (différence en valeur absolue inférieure à SC), à la porte logique 6, une valeur « 1 » indiquant la détection de la quatrième condition précitée. L'unité de surveillance U4 surveille donc une éventuelle variation (augmentation ou baisse) du nombre de Mach pendant la durée de surveillance T1, cette variation devant rester inférieure en valeur absolue audit seuil SB (de préférence à 0,1 Mach) pour éviter une fausse détection (de mesure erronée), car une augmentation du nombre de Mach peut entraîner une forte augmentation de la température totale. Le dispositif 1 permet ainsi de surveiller, en temps réel, la température totale mesurée, et de détecter des mesures de température totale incontestablement erronées, en raison d'un givrage ou d'une accrétion de givre sur les sondes de mesure de température, en se basant sur un concept de surveillance de tendances. Ladite unité de détection 5 détecte une mesure erronée lorsqu'elle reçoit simultanément quatre valeurs « 1 » desdites unités de surveillance U1 à U4. Dans un mode de réalisation préféré, ledit dispositif 1 comprend, de plus, comme représenté sur la figure 1, une unité de surveillance auxiliaire U5 qui est configurée pour surveiller la température totale mesurée, reçue via la liaison 2, en cas de détection d'une mesure erronée par ladite unité de détection 5, de manière à pouvoir détecter une condition d'annulation de la détection de mesure erronée, c'est-à-dire un retour à une mesure valide. Cette condition d'annulation est remplie lorsque la température totale mesurée est située hors d'un domaine de températures DB autour de 0°C pendant au moins une durée T2 prédéterminée, par exemple 180 secondes. Ladite unité de surveillance U5 comprend à cet effet : - un élément de calcul 22 pour calculer la différence entre la température totale TAT à l'instant courant et la température totale TAT à la durée T2 avant l'instant courant ; et - un élément de comparaison 23 qui est relié par l'intermédiaire d'une liaison 24 audit élément de calcul 22, qui compare la différence (calculée par ce dernier) audit domaine de températures DB, qui détecte une condition d'annulation lorsque la température totale mesurée est située hors dudit domaine de températures DB, et qui transmet, le cas échéant, cette information à un élément auxiliaire 25 via une liaison 26. Cet élément auxiliaire 25 reçoit également l'information de détection de mesure erronée via la liaison 7, et il transmet via une liaison 27 à des moyens utilisateurs : - une information de détection d'une mesure erronée (lorsqu'il est informé d'une telle détection via la liaison 7), de sorte que la mesure est considérée comme non valide à partir de ce moment et n'est plus prise en compte ; et - après une détection d'une mesure erronée, une information d'annulation de détection (lorsqu'il est informé d'une telle annulation via la liaison 26), de sorte que la mesure est alors de nouveau considérée comme valide et peut de nouveau être prise en compte. Ainsi, lorsqu'un givrage est détecté par l'unité de détection 5, le dispositif 1 continue à surveiller la température totale mesurée (via l'unité de surveillance U5) pour vérifier si la sonde a été dégivrée ou non. A cet effet, l'unité de surveillance U5 vérifie si la température totale est à l'extérieur d'un domaine d'incertitude DB (défini de préférence entre -10°C et 1°), pendant une durée de confirmation T2 par exemple de 180 secondes. En effet, si la température mesurée est située l'extérieur de ce domaine DB, cela signifie que la sonde a été dégivrée. A cet effet, l'unité de surveillance U5 peut également vérifier que l'une des deux conditions suivantes est remplie : - la température totale mesurée est inférieure à -10°C (ou à une autre température négative prédéterminée) pendant une durée T2A ; - la température totale mesurée est supérieure à 1°C (ou à une autre température positive prédéterminée) pendant une durée T2B qui est différente de T2A, l'une de ces durées pouvant correspondre à 180 secondes. Le dispositif 1 tel que décrit ci-dessus fonctionne donc comme suit : - il reçoit les valeurs courantes, respectivement, de la température totale mesurée par une sonde de température, du nombre de Mach et de l'altitude de l'aéronef AC ; - il surveille en temps réel les valeurs courantes ainsi reçues, par l'intermédiaire des unités de surveillance U1 à U4 ; - lorsque lesdites unités de surveillance U1 à U4 indiquent simultanément que les différentes conditions vérifiées sont remplies, l'unité de détection 5 du dispositif 1 considère qu'une mesure de température totale erronée est détectée, et la température totale mesurée par la sonde de température correspondante n'est plus utilisée en raison d'un givrage. De plus, lorsqu'un tel givrage est détecté par l'unité de détection 5, le dispositif 1 continue à surveiller la température totale mesurée (via l'unité de surveillance U5) pour pouvoir détecter une situation de dégivrage de la sonde de température, permettant de nouveau l'utilisation de la température mesurée. Le dispositif 1 présente, notamment, les avantages supplémentaires suivants : - aucune modification ou addition d'éléments matériels n'est nécessaire pour sa mise en oeuvre ; - il peut être monté facilement sur des aéronefs existants dans des architectures usuelles, comme montré ci-dessous en référence à la figure 2 à titre d'exemple ; et - il présente un coût réduit. La présente invention peut s'appliquer à tout système de l'aéronef AC, notamment à un calculateur de l'aéronef AC, et en particulier à un calculateur de contrôle de type EEC («Electronic Engine Control» en anglais) ou à une centrale anémobarométrique de type ADC (« Air Data Computer » en anglais), qui dispose de valeurs courantes (c'est-à-dire qui les reçoit et/ou les détermine) et cela à la fois pour la température totale, le nombre de Mach et l'altitude de l'aéronef AC, ce système comportant au moins un dispositif 1 de détection automatique d'une température totale erronée, tel que décrit ci-dessus. Dans un mode de réalisation particulier, ce système 30 est un système de contrôle de moteurs de type EIF (pour « Engine Interface Function » en anglais). Ce système 30 fait partie d'une architecture particulière 31 telle que représentée sur la figure 2, qui est destinée dans cet exemple à un aéronef bimoteur. Cette architecture 31 comprend : - un calculateur de contrôle moteur 32, de type EEC («Electronic Engine Control» en anglais), qui est associé à un premier moteur de l'aéronef et qui est relié (comme illustré par une liaison 33) à un ensemble 34 de capteurs de données air, comprenant au moins une sonde de température usuelle apte à mesurer la température totale, et qui fournit des informations (et notamment la température totale TAT mesurée par au moins une sonde de température de l'ensemble 34) audit système 30 via une liaison 35 ; - un calculateur de contrôle moteur 36, de type EEC («Electronic Engine Control» en anglais), qui est associé à un second moteur de l'aéronef et qui est relié (comme illustré par une liaison 37) à un ensemble 38 de capteurs de données air, comprenant au moins une sonde de température usuelle apte à mesurer la température totale, et qui fournit des informations (et notamment la température totale TAT mesurée par au moins une sonde de température de l'ensemble 38) audit système 30 via une liaison 39 ; et - une pluralité de calculateurs de données air 40, 41 et 42 de type ADC (« Air Data computer » en anglais), de préférence tous les calculateurs de ce type de l'aéronef. Chacun desdits calculateurs 40, 41 et 42 est relié (comme illustré par des liaisons 43, 44 et 45) à un ensemble 46, 47, 48 de capteurs de données air, comprenant au moins une sonde de température usuelle apte à mesurer la température totale, et il fournit des informations (et notamment la température totale TAT mesurée par au moins une sonde de température de l'ensemble 46, 47, 48) audit système 30 via une liaison 49, 50, 51. Les capteurs de données air de l'aéronef et des moteurs mesurent donc la température totale et envoient les informations de données air aux calculateurs respectifs 32, 36, 40, 41, 42 qui les transmettent au système 30. Le système 30 sélectionne, à partir des températures totales ainsi reçues, une température totale qu'il transmet aux calculateurs de contrôle moteur 32 et 36 par l'intermédiaire de liaisons 52 et 53 pour le calcul usuel de paramètres de contrôle de la poussée. Le dispositif 1 est installé dans le système 30, et il surveille les températures totales entrant via les liaisons 35, 39, 49, 50 et 51. Si un givrage est détecté par le dispositif 1, la mesure de température correspondante est déclarée invalide et elle n'est pas utilisée par le système 30. La température sélectionnée de façon usuelle par le système 30 (qui ne prend donc pas en compte les températures déclarées invalides) est ensuite fournie aux calculateurs de contrôle 32 et 36 pour le calcul de paramètres de contrôle de la poussée. Ces derniers n'utilisent donc pas de mesure erronée. REVENDICATIONS1. Procédé de détection automatique d'une mesure erronée d'une température totale sur un aéronef, caractérisé en ce qu'il comprend au moins les étapes automatiques suivantes, mises en oeuvre de façon répétitive et consistant respectivement : - à surveiller une température totale mesurée, fournie par une sonde de température de l'aéronef (AC), de manière à pouvoir détecter une première condition selon laquelle une augmentation de ladite température totale mesurée, est supérieure à un seuil de température prédéterminé pendant au moins une première durée prédéterminée ; - à surveiller la température totale mesurée, fournie par la sonde de température, de manière à pouvoir détecter une deuxième condition selon laquelle ladite température totale à la fin d'une augmentation, est située dans un premier domaine de températures autour de 0°C ; - à surveiller une altitude courante reçue, de l'aéronef (AC), de manière à pouvoir détecter une troisième condition selon laquelle toute variation de ladite altitude courante pendant ladite première durée, reste inférieure à un seuil d'altitude prédéterminé ; - à surveiller un nombre de Mach courant reçu, de l'aéronef (AC), de manière à pouvoir détecter une quatrième condition selon laquelle toute variation dudit nombre de Mach courant pendant ladite première durée, reste inférieure à un seuil de nombre de Mach prédéterminé ; et - à détecter une mesure erronée de la température totale lorsque lesdites première, deuxième, troisième et quatrième conditions sont simultanément remplies. 2. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce qu'il comprend, de plus, une étape supplémentaire d'annulation d'une détection d'une mesure erronée de la température totale, consistant à surveiller ladite température totale mesurée, en cas de détectiond'une mesure erronée, de manière à pouvoir détecter une condition d'annulation selon laquelle la température totale est située hors d'un second domaine de températures autour de 0°C pendant au moins une seconde durée prédéterminée. 3. Procédé selon la revendication 2, caractérisé en ce que ledit second domaine de températures correspond audit premier domaine de températures. 4. Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que ledit premier domaine de températures est compris entre -10°C et 1°C. 5. Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que ledit seuil de température est situé dans un domaine de températures compris entre 8,5°C et 11°C. 6. Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que ledit seuil d'altitude est situé dans un domaine d'altitudes compris entre 200 et 1000 pieds. 7. Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que ledit seuil de nombre de Mach est situé dans un domaine de nombre de Mach compris entre 0,02 et 0,2. 8. Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que ladite première durée vaut 60 secondes. 9. Dispositif de détection automatique d'une température totale mesurée erronée sur un aéronef, caractérisé en ce qu'il comporte au moins : - une première unité de surveillance (U1) configurée pour surveiller automatiquement une température totale mesurée, fournie par une sonde de température de l'aéronef (AC), de manière à pouvoir détecter une première condition selon laquelle une augmentation de ladite température totale mesurée, est supérieure à un seuil de température prédéterminé pendant au moins une première durée prédéterminée ;- une deuxième unité de surveillance (U2) configurée pour surveiller automatiquement la température totale mesurée, fournie par la sonde de température, de manière à pouvoir détecter une deuxième condition selon laquelle ladite température totale à la fin d'une augmentation, est située dans un premier domaine de températures autour de 0°C ; - une troisième unité de surveillance (U3) configurée pour surveiller automatiquement une altitude courante reçue, de l'aéronef (AC), de manière à pouvoir détecter une troisième condition selon laquelle toute variation de ladite altitude courante pendant ladite première durée, reste inférieure à un seuil d'altitude prédéterminé ; - une quatrième unité de surveillance (U4) configurée pour surveiller automatiquement un nombre de Mach courant reçu, de l'aéronef (AC), de manière à pouvoir détecter une quatrième condition selon laquelle toute variation dudit nombre de Mach courant pendant ladite première durée, reste inférieure à un seuil de nombre de Mach prédéterminé ; et - une unité de détection (5) configurée pour détecter automatiquement une mesure erronée de la température totale lorsque lesdites première à quatrième unités de surveillance (U1 à U4) détectent simultanément, respectivement, lesdites première à quatrième conditions. 10. Dispositif selon la revendication 9, caractérisé en ce qu'il comprend, de plus, une unité de surveillance auxiliaire (U5) configurée pour surveiller ladite température totale mesurée, en cas de détection d'une mesure erronée par ladite unité de détection (5), de manière à pouvoir détecter une condition d'annulation selon laquelle la température totale est située hors d'un second domaine de températures autour de 0°C pendant au moins une seconde durée prédéterminée. 11. Système d'aéronef, du type disposant de valeurs courantes respectivement de température totale, de nombre de Mach et d'altitude de l'aéronef,caractérisé en ce qu'il comporte au moins un dispositif (1) de détection automatique d'une température totale mesurée erronée, tel que celui spécifié sous l'une des revendications 9 et 10. 12. Aéronef, caractérisé en ce qu'il comporte au moins un dispositif (1) de détection automatique d'une température totale mesurée erronée, tel que celui spécifié sous l'une des revendications 9 et 10.