FR 3023918 A1 20160122 FR 1401620 A 20140718 Procédé d'estimation de la vitesse d'un aéronef par rapport à l'air environnant, et système associé La présente invention porte sur un procédé d'estimation de la vitesse d'un aéronef par rapport à l'air environnant, dans un repère lié à l'aéronef. Le pilotage et guidage d'un aéronef requiert, entre autres informations, la connaissance du vecteur vitesse de l' aéronef par rapport à l'air environnant, et celle de l'altitude barométrique. Cette connaissance du vecteur vitesse de l'aéronef par rapport à l'air est obtenue à partir d'un ensemble de sondes qui fournissent des mesures locales de pression, d'orientation du flux d'air et de la température de l'air environnement, et qui constituent des paramètres d'entrée pour déterminer le vecteur vitesse de l'aéronef par rapport à l'air et l'altitude barométrique. Cette détermination met en oeuvre des corrections aérodynamiques locales (lois SSEC comme acronyme de "Static Source Error Correction" en langue anglaise), qui traduisent le couplage matricielle entre les mesures locales et les vraies valeurs du vecteur vitesse de l'aéronef par rapport à l'air environnant, et de l'altitude barométrique. Le vecteur vitesse d'un aéronef par rapport à l'air environnant est usuellement exprimé en coordonnées sphériques dans un trièdre ou repère lié à l'aéronef, sous la forme de trois composantes : la vitesse TAS de l'aéronef par rapport à l'air environnant, l'angle d'incidence AOA de l'aéronef et l'angle de dérapage SSA de l'aéronef. Il peut être également exprimé en coordonnées cartésiennes dans le repère lié à l'aéronef, sous la forme des trois composantes : VXair, VYair, VZair. La sûreté de fonctionnement de l'aéronef requiert que la connaissance du vecteur vitesse de l'avion par rapport à l'air et celle de l'altitude barométrique aient un niveau de fiabilité et de disponibilité suffisant.35 Usuellement un aéronef est doté de plusieurs jeux de sondes qui offrent une redondance physique. Un dispositif de surveillance des défaillances est mis en oeuvre pour traiter au mieux cette redondance. La détection de défaillance basée sur une redondance matérielle de capteurs de même conception ne permet pas de détecter des pannes de mode commun, i.e. un phénomène capable d'affecter simultanément le bon fonctionnement de plusieurs capteurs. Si un mode de panne peut affecter au moins la moitié des capteurs, alors l'isolation des capteurs défaillants n'est plus possible. L'utilisation de plusieurs capteurs ayant des principes de fonctionnement dissemblables permet de réduire le risque de mode commun, au prix d'une complexité accrue. Une alternative à la redondance physique est la redondance analytique, qui consiste à effectuer une estimation de la valeur du paramètre mesuré par un capteur, qui n'est pas impacté (ou le moins possible) par la défaillance du capteur réel. L'estimation de la valeur du paramètre met en oeuvre soit l'expression d'un couplage cinématique avec d'autres sources de mesures (usuellement des mesures inertielles), soit l'expression de contraintes d'évolution dynamique basée sur la mécanique du vol, soit sur une combinaison des deux méthodes (cinématique et dynamique). L'utilisation d'une redondance entre une mesure de capteur et une estimation a divers inconvénients. Un observateur ou estimateur de vitesse d'un aéronef par rapport à l'air environnant, construit par couplage cinématique avec les mesures inertielles, peut difficilement éliminer l'accélération de l'air par rapport au sol. Par conséquent, un tel observateur ne peut pas discerner une défaillance du capteur conduisant à une erreur sur la vitesse de l'aéronef par rapport à l'air environnant plus faible que l'amplitude de la vitesse de l'air environnant par rapport au sol que développerait une forte rafale de vent.35 Un observateur ou estimateur de vitesse d'un aéronef par rapport à l'air environnant basé sur la mécanique du vol requiert la connaissance de certaines données caractéristiques de l'aéronef (coefficients aérodynamiques, masse, moments d'inertie, poussée des moteurs). L'accès à ces informations n'est pas aisé. Il est possible de les identifier en vol (par des techniques d'estimation, de manière explicite ou implicite) mais cette opération s'avère généralement délicate. Le problème de fond est la stabilisation de l'estimateur pour que la mesure estimée fournisse une réplique fidèle de la réalité, sans utiliser directement la mesure du capteur réel, sous peine d'être entrainée en cas de défaillance du capteur, que les mesures fournies par d'autres capteurs (réputés fiables) ne peuvent stabiliser. L'estimateur de la vitesse d'un aéronef par rapport à l'air environnant, à couplage cinématique, avec des mesures inertielles (cf J.C. Deckert et al, 1976, "F-8 aircraft sensor failure identification using analytical redundancy", IEEE) fonctionne en boucle ouverte et a des performances limitées par l'incertitude de l'accélération de l'air par rapport au sol. Pour éviter un taux rédhibitoire de fausses alarmes (détection de défaillance à chaque rafale de vent), l'estimateur doit être réglé de manière lâche, ce qui lui interdit la détection d'une défaillance du capteur conduisant à une erreur de vitesse de l'aéronef par rapport à l'air environnant plus faible que l'amplitude de la vitesse de l'air par rapport au sol que provoquerait une forte rafale de vent. L'état de l'art a donc tendance à privilégier des observateurs à couplage dynamique, par principe moins sensible au mouvement de l'air par rapport au sol. Le problème est alors de connaître avec une précision suffisante les données caractéristiques de l'aéronef (coefficients aérodynamiques, moments d'inertie, poussée des moteurs, masse) qui interviennent dans les équations de propagation du mouvement. Il est connu diverses techniques (estimation explicite de type 35 filtrage de Kalman) consistant à estimer ces données pendant des phases de vol d'apprentissage, en utilisant des capteurs réputés fiables et en comptant sur des trajectoires offrant l'observabilité requise. Ces techniques induisent des contraintes opérationnelles lourdes. Il est également connu d'autres techniques (estimation implicite, de type PCA pour acronyme de "Principal Component Analysis " en langue anglaise, SMI pour acronyme de " Subspace Model Identification " en langue anglaise, ou OKID pour acronyme de " Observer Kalman Identifier " en langue anglaise) consistant à estimer une représentation de ces données (et non les données directement), en ligne sur un horizon de temps plus ou moins long par rapport à l'instant courant. Dans ce cas la validation formelle des performances de l'observateur est difficile car le lien analytique avec la physique du problème, qui aurait permis de réduire a priori la quantité de cas de tests à passer pour démontrer les taux de détections manquées et de fausses alarmes est perdu. Un but de l'invention est de pallier ces problèmes. Il est proposé, selon un aspect de l'invention, un procédé d'estimation de la vitesse d'un aéronef par rapport à l'air environnant, de l'angle d'incidence de l'aéronef, et de l'angle de dérapage de l'aéronef, dans un repère lié à l'aéronef, comprenant : une première étape consistant à estimer une pression statique estimée à partir de mesures de la vitesse verticale géographique de l'aéronef, de mesures de la température de l'air environnant, de ré-initialisations de la pression statique estimée, et d'une rétroaction de ladite pression statique estimée, par intégration sur un chemin vertical d'une équation hydrostatique; une deuxième étape consistant à estimer une combinaison linéaire d'une première variation intermédiaire de la vitesse de l'aéronef par rapport à l'air environnant, d'une première variation intermédiaire de l'angle d'incidence de l'aéronef et d'une première variation intermédiaire de l'angle de dérapage de l'aéronef à partir : - d'un écart entre une variation d'une pression statique estimée et une variation d'une pression statique mesurée; et de corrections aérodynamiques locales dépendantes de l'aéronef; et consistant également à estimer un premier indicateur de qualité de ladite combinaison linéaire estimée par la deuxième étape; une troisième étape consistant à estimer une deuxième variation intermédiaire de la vitesse de l'aéronef par rapport à l'air environnant, une deuxième variation intermédiaire de l'angle d'incidence de l'aéronef et une deuxième variation intermédiaire de l'angle de dérapage de l'aéronef, à partir de mesures inertielles, d'une rétroaction de la vitesse estimée de l'aéronef par rapport à l'air environnant en sortie, d'une rétroaction de l'angle d'incidence estimé de l'aéronef en sortie, et d'une rétroaction de l'angle de dérapage estimé de l'aéronef en sortie, par assimilation du vecteur de vitesse de l'aéronef par rapport à l'air environnant à un vecteur vitesse de l'aéronef par rapport à un repère inertiel obtenu par intégration des composantes d'un vecteur accélération mesuré (Mesures inertielles), corrigé de l'effet cinématique du repère lié à l'aéronef et augmenté de la gravité projetée dans le repère lié à l'aéronef; et consistant à estimer un deuxième indicateur de qualité desdites deuxièmes variations intermédiaires ; une quatrième étape de fusion desdites deuxième variation intermédiaire de la vitesse de l'aéronef par rapport à l'air environnant, deuxième variation intermédiaire de l'angle d'incidence de l'aéronef, et deuxième variation intermédiaire de l'angle de dérapage de l'aéronef respectivement avec lesdites première variation intermédiaire de la vitesse de l'aéronef par rapport à l'air environnant, première variation intermédiaire de l'angle d'incidence de l'aéronef, et première variation intermédiaire de l'angle de dérapage de l'aéronef, par filtrage de type moindre carré pondéré par lesdits premier et deuxième indicateurs de qualité ou par un filtrage de type Kalman; et de fusion desdits premier et deuxième indicateurs de qualité en un indicateur de qualité fusionné à partir de la variance d'erreur estimée par ledit filtrage; et une cinquième étape d'intégration temporelle de ladite fusion réalisée à la quatrième étape, utilisant des ré-initialisations de la vitesse estimée de l'aéronef par rapport à l'air environnant, de l'angle d'incidence estimé de l'aéronef, et de l'angle de dérapage estimé de l'aéronef pour délivrer en sortie une vitesse estimée de l'aéronef par rapport à l'air environnant, un angle d'incidence estimé de l'aéronef, et un angle de dérapage estimé de l'aéronef. Un tel procédé permet d'obtenir une estimation de la vitesse d'un aéronef par rapport à l'air environnant sans utiliser les capteurs mesurant cette vitesse. Il utilise explicitement le fait que la pression mesurée par la sonde statique est faussée (d'une quantité connue) sous l'effet de la vitesse de l'aéronef par rapport à l'air environnant. Ce procédé fournit donc un élément de redondance analytique qui peut être utilisé avantageusement pour la sureté de fonctionnement de l'aéronef. La présence d'un indicateur de qualité permet notamment à l'utilisateur de gérer dynamiquement le seuil de détection d'anomalie lorsque la vitesse estimée précédemment est utilisée dans un dispositif de surveillance d'un capteur mesurant la vitesse de l'aéronef. L'étape de fusion permet de combiner deux estimations des composantes du vecteur vitesse de l'aéronef entachées chacune d'erreurs indépendantes : l'une est affectée par le mouvement de l'isobare, l'autre est affectée par les turbulences du vent. Le résultat est une réduction de l'erreur du vecteur vitesse de l'aéronef après fusion. Selon un mode de mise en oeuvre, ladite quatrième étape de fusion utilise : une première sous-étape d'estimation de ladite combinaison linéaire à partir de corrections aérodynamiques locales, d'une rétroaction de la vitesse estimée de l'aéronef par rapport à l'air environnant, d'une rétroaction de l'angle d'incidence estimé de l'aéronef, et d'une rétroaction de l'angle de dérapage de l'aéronef; et une deuxième sous-étape de correction par filtrage de Kalman utilisant en entrée lesdites estimations de la combinaison linéaire fournies par la deuxième étape et par la première sous-étape. La réalisation de la quatrième étape de fusion par un filtrage de Kalman offre un filtrage temporel plus efficace que le moindre carré pondéré Dans un mode de réalisation, lesdites ré-initialisations de la pression statique estimée de la première étape, utilisent des mesures de la pression statique. Ces ré-initialisations de la pression statique estimée permettent une stabilisation au long terme de la pression statique estimée est nécessaire pour tempérer la divergence naturelle liée à l'effet d'intégration, aux erreurs de mesure de vitesse géographique, et à l'effet du mouvement de l'isobare. Selon un mode de réalisation, lesdites ré-initialisations de la vitesse estimée de l'aéronef par rapport à l'air environnant utilisent des mesures de la vitesse de l'aéronef par rapport à l'air environnant. Ces ré-initialisations de la vitesse estimée de l'aéronef par rapport à l'air environnant permettent une stabilisation au long terme de la TAS estimée est nécessaire pour tempérer la divergence naturelle liée à l'effet d'intégration, et à l'effet de l'imperfection des coefficients de la combinaison linéaire. Le procédé proposé est basé sur une estimation à couplage cinématique, mais offrant une bien meilleure tolérance au mouvement de l'air par rapport au sol grâce à l'introduction de la mesure de pression statique. On combine ainsi les avantages suivants : - avantage de la redondance analytique (par rapport à la redondance physique) : possibilité de traiter les modes communs de défaillance, et moindre complexité; - avantage de l'estimation par couplage cinématique (par rapport au 5 couplage dynamique) : pas besoin de connaître les données caractéristiques de l'aéronef ; - avantage de l'estimation par couplage dynamique (par rapport au couplage cinématique) : moindre sensibilité au mouvement de vent par rapport au sol. 10 Il est également proposé, selon un autre aspect de l'invention, un système d'estimation de la vitesse d'un aéronef par rapport à l'air environnant, de l'angle d'incidence de l'aéronef, et de l'angle de dérapage de l'aéronef, dans un repère lié à l'aéronef, adapté pour mettre en oeuvre le procédé tel que décrit précédemment. 15 Selon un autre aspect de l'invention, il est également proposé un Aéronef comprenant un système tel que précédemment décrit L'invention sera mieux comprise à l'étude de quelques modes de 20 réalisation décrits à titre d'exemples nullement limitatifs et illustrés par les dessins annexés sur lesquels : - les figure 1 et 2 illustrent schématiquement un procédé selon un aspect de l'invention. 25 Sur l'ensemble des figures, les éléments ayant des références identiques sont similaires. La figure 1 illustre schématiquement un procédé d'estimation de la vitesse TASe d'un aéronef par rapport à l'air environnant, dans un repère lié 30 à l'aéronef selon un aspect de l'invention. Le procédé d'estimation de la vitesse d'un aéronef par rapport à l'air environnant, de l'angle d'incidence de l'aéronef, et de l'angle de dérapage de l'aéronef, dans un repère lié à l'aéronef, comprenant : une première étape 1 consistant à estimer une pression statique estimée PSe à partir de mesures de la vitesse verticale géographique Vzgéo de l'aéronef, de mesures de la température Tair de l'air environnant, de ré-initialisations de la pression statique estimée PSe, et d'une rétroaction de ladite pression statique estimée PSe, par intégration sur un chemin vertical d'une équation hydrostatique; une deuxième étape 2 consistant à estimer une combinaison linéaire d'une première variation intermédiaire 6TASa de la vitesse de l'aéronef par rapport à l'air environnant, d'une première variation intermédiaire 6AOAa de l'angle d'incidence de l'aéronef et d'une première variation intermédiaire ÔSSAa de l'angle de dérapage de l'aéronef à partir : de ladite pression statique estimée PSe et d'une mesure de la pression statique PSm; d'un écart entre une variation ÔPSe de la pression statique estimée et une variation ÔPSm de la pression statique mesurée; et de corrections aérodynamiques locales SSEC dépendantes de l'aéronef; et consistant également à estimer un premier indicateur de qualité IndQa de ladite combinaison linéaire estimée par la deuxième étape 2; une troisième étape 3 consistant à estimer une deuxième variation intermédiaire ÔTASb de la vitesse de l'aéronef par rapport à l'air environnant, une deuxième variation intermédiaire 6AOAb de l'angle d'incidence de l'aéronef et une deuxième variation intermédiaire ÔSSAb de l'angle de dérapage de l'aéronef, à partir de mesures inertielles, d'une rétroaction de la vitesse estimée TASe de l'aéronef par rapport à l'air environnant en sortie, d'une rétroaction de l'angle d'incidence estimé AOAe de l'aéronef en sortie, et d'une rétroaction de l'angle de dérapage estimé SSAe de l'aéronef en sortie, par assimilation du vecteur de vitesse de l'aéronef par rapport à l'air environnant à un vecteur vitesse inertielle par rapport à un repère inertiel obtenu par intégration des composantes d'un vecteur accélération mesuré Mesures inertielles, corrigé de l'effet cinématique du repère lié à l'aéronef et augmenté de la gravité projetée dans le repère lié à l'aéronef; et consistant à estimer un deuxième indicateur de qualité IndQb desdites deuxièmes variations intermédiaires ÔTASb, ÔAOAb, ÔSSAb; une quatrième étape 4 de fusion desdites deuxième variation intermédiaire ÔTASb de la vitesse de l'aéronef par rapport à l'air environnant, deuxième variation intermédiaire ÔAOAb de l'angle d'incidence de l'aéronef, et deuxième variation intermédiaire ÔSSAb de l'angle de dérapage de l'aéronef respectivement avec lesdites première variation intermédiaire ÔTASa de la vitesse de l'aéronef par o rapport à l'air environnant, première variation intermédiaire ÔAOAb de l'angle d'incidence de l'aéronef, et première variation intermédiaire 6SSAb de l'angle de dérapage de l'aéronef, par filtrage de type barycentre pondéré par lesdits premier et deuxième indicateurs de qualité IndQa, IndQb ou par un filtrage de type Kalman; et de fusion 15 desdits premier et deuxième indicateurs de qualité IndQa, IndQb en un indicateur de qualité fusionné IndQ à partir de la variance d'erreur estimée par ledit filtrage; et une cinquième étape 5 d'intégration temporelle de ladite fusion réalisée à ladite étape 4, utilisant des ré-initialisations de la vitesse 20 estimée de l'aéronef par rapport à l'air environnant, de l'angle d'incidence estimé de l'aéronef, et de l'angle de dérapage estimé de l'aéronef SSA pour délivrer en sortie une vitesse estimée TASe de l'aéronef par rapport à l'air environnant, un angle d'incidence estimé AOAe de l'aéronef, et un angle de dérapage estimé SSAe de 25 l'aéronef. La première étapel consistant à estimer une pression statique estimée PSe peut être réalisée comme suit. 30 La pression statique en un point donné est obtenue en intégrant (le long du chemin vertical) l'équation hydrostatique classique : dPSe=-p.g.dzgeo= RPTSe .g.dz geo dPSe = -PS dz e R- Tair gé° avec R la constante de l'air (R = 287 m2/K.s2), et zgeo l'altitude géographique. L'intégration de l'équation différentielle nécessite une valeur initiale de la pression et la connaissance de la température le long du chemin vertical. L'altitude baro-standard (ISA pour acronyme de "International Standard Atmosphere" en langue anglaise) est ainsi basée sur un modèle "moyen" de la température (15°C au niveau de la mer, puis décroissance linéaire à 6.5°C/km). Le fait que la température réelle au niveau de la mer soit différente de 15°C et que le gradient vertical de température en dessous du point courant ne soit pas strictement constant = 6.5°C/km va conduire à une pression statique ISA différente de la pression statique réelle. L'équation ci-dessus n'est que le premier terme de l'équation d'évolution générale de PSe : dPS =813Se .dz +11)Se .de + PSe.dt e az at Le second terme de la somme traduit la variation de PSe suivant l'horizontale (sans changer d'altitude), le troisième traduit la variation 20 temporelle de PSe (en restant au même endroit). En gardant le premier terme on obtient ainsi l'équation d'évolution de PSe : PSe = R.T .g.Vzgéo.PS, + P (eq 1) 25 Le terme P correspond à la perturbation de l'atmosphère non aisément modélisable (termes en de et dt). La grandeur Vzgéo est la vitesse géographique mesurée par un 30 système inertiel ou un récepteur GPS. La température Tair est la température de l'air mesurée par une sonde de température. On obtient ainsi la formulation de l'observateur de Ps en boucle ouverte : R Vzgéot'_ PSe (tn) - PSe(tn_1).[1-(tn-tn_1). R . 1)1 (eq 2) Tair((tn_1) Dans la pratique, la mesure synthétique fournie par cet observateur en boucle ouverte aura tendance à s'éloigner des valeurs réelles à cause 1) des erreurs de mesure de vitesse géographique et de température de l'air, et 2) des perturbations de l'atmosphère (variation de l'isobare par rapport à l'altitude géographique). La première étape 1 utilise également des ré-initialisations de la pression statique estimée PSe par exemple par ré-initialisations périodiques au moyen de la pression statique issue de la chaine de mesure de la pression statique (pression statique brute mesurée et corrigée par les lois SSEC) ou par mise en place d'une boucle extérieure qui utilise cette même pression statique mesurée et corrigée pour construire une correction lente. La deuxième étape 2 consistant à estimer une combinaison linéaire d'une première variation intermédiaire ÔTASa de la vitesse de l'aéronef par rapport à l'air environnant, d'une première variation intermédiaire 6AOAa de l'angle d'incidence de l'aéronef et d'une première variation intermédiaire ÔSSAa de l'angle de dérapage de l'aéronef peut être réalisée comme suit. La pression statique est la somme de la pression PSm mesurée par la sonde statique et de la correction SSEC de l'effet de la vitesse (impact du mach, de l'angle d'incidence de l'aéronef AOA, et de l'angle de dérapage de l'aéronef SSA). On écrit que la vitesse de variation de la pression statique est la somme de la vitesse de variation de la pression PSm et de la vitesse de la correction SSEC : dPSe = -g.Vzgéo.PSe dPS', dCor dt R.T dt + dt dP',+ aCor dM aCor dAOA aCor dSSA dt aM - dt + 5A0A- dt + assA- dt Avec : Cor représentant la correction SSEC à appliquer à la pression statique mesurée pour obtenir la pression statique vraie, en Pascal; M représentant le Mach , adimensionnel On obtient ainsi une mesure synthétique de la variation d'une combinaison linéaire de M, AOA, SSA : K m .811/1 + KA.M0A+ K s.8SSA= g-Vzgéo-PS e-6t sp (eq 3) RI ir aCor_ K m = KA aCor = K s aM aA0A aSSA Les coefficients KM, KA, Ks , qui constituent les coefficients de la combinaison linéaire, sont calculés à partir des lois de correction SSEC de l'aéronef, au point courant du domaine de vol. 15 De plus, comme la vitesse d'un aéronef par rapport à l'air environnant TAS est liée au Mach par TAS = y .R.Ta, r .M (en notant y le ratio des chaleurs massiques de l'air à volume et pression constante, R la constante des gaz parfaits, et Tais la température de l'air) on peut reformuler 20 l'équation 3 en introduisant la TAS plutôt que le Mach M: -gYzeo-PS e-St KT .8TAS + KA.8A0A+ K s .8SSA = 8PS ', = 8PS,- SPS,' (eq 4) R.T avec KT = Km I ily.R.Tair en notant 25 On obtient ainsi une estimation de la variation d'une combinaison linéaire de la vitesse d'un aéronef par rapport à l'air environnant, de l'angle d'incidence de l'aéronef, et de l'angle de dérapage de l'aéronef, qui sont trois grandeurs définissant complètement le vecteur vitesse de l'aéronef par rapport à l'air environnant. Le gain de performance dépend de l'amplitude des coefficients KT, KA, et K. Ces coefficients KT, KA, Ks sont calculés à partir des lois de correction SSEC, qui dépendent elle-même de la topologie de montage des sondes sur l'aéronef et du point courant du domaine de vol. Lorsque les corrections SSEC sont connues sous forme de polynômes, le calcul des coefficients consiste en une simple dérivation. Lorsque les corrections sont connues sous forme de tabulation, il convient de les reformuler sous forme polynomiale en appliquant une méthode d'ajustement. La qualité de l'estimation est d'autant plus efficace que les coefficients sont grands, c'est à dire que la topologie de montage est telle que le vecteur vitesse Vair de I' aéronef par rapport à l'air environnant fausse de manière importante la mesure PSm produite par la sonde statique. La deuxième étape 2 estime également le premier indicateur de qualité IndQa de ladite combinaison linéaire (KT.5TAS+KA.8A0A+Ks.ÔSSA) estimée par la deuxième étape 2, dépendant desdits coefficients de ladite combinaison linéaire KT, KA, KS, de la précision des mesures intervenant dans le calcul de variations de la vitesse de l'aéronef par rapport à l'air environnant, (vitesse verticale géographique Vzgéo, température de l'air Tair, et de l'écart-type de la vitesse de variation de l'isobare dépendant lui-même des vitesses horizontales et verticales de l'aéronef suivant une modélisation bien connue de l'homme de l'art. La troisième étape 3 consiste à estimer une deuxième variation intermédiaire ÔTASb de la vitesse de l'aéronef par rapport à l'air environnant, 35 une deuxième variation intermédiaire ôA0Ab de l'angle d'incidence de l'aéronef et une deuxième variation intermédiaire 6SSAb de l'angle de dérapage de l'aéronef, à partir de mesures inertielles, d'une rétroaction de la vitesse estimée TASe de l'aéronef par rapport à l'air environnant en sortie, d'une rétroaction de l'angle d'incidence estimé AOAe de l'aéronef en sortie, et d'une rétroaction de l'angle de dérapage estimé SSAe de l'aéronef en sortie, par assimilation du vecteur de vitesse de l'aéronef par rapport à l'air environnant à un vecteur vitesse inertielle par rapport à un repère inertiel obtenu par intégration des composantes d'un vecteur accélération mesuré Mesures inertielles, corrigé de l'effet cinématique du repère lié à l'aéronef et augmenté de la gravité projeté par assimilation du vecteur de vitesse de l'aéronef par rapport à l'air environnant à un vecteur vitesse inertielle par rapport à un repère inertiel obtenu par intégration des composantes d'un vecteur accélération mesuré Mesures inertielles, corrigé de l'effet cinématique du repère lié à l'aéronef et augmenté de la gravité projetée dans le repère lié à l'aéronef; et consistant à estimer un deuxième indicateur de qualité IndQb desdites deuxièmes variations intermédiaires ÔTASb, ÔAOAb, ÔSSAb. La quatrième étape 4 consiste à fusionner ladite deuxième variation intermédiaire ÔTASb de la vitesse de l'aéronef par rapport à l'air environnant avec ladite première variation intermédiaire ÔTASa de la vitesse de l'aéronef par rapport à l'air environnant par filtrage de type barycentre pondéré par lesdits premier et deuxième indicateurs de qualité IndQa, IndQb ou par un filtrage de type Kalman, et à fusionner desdits premier et deuxième indicateurs de qualité IndQa, IndQb en un indicateur de qualité fusionné IndQ à partir de la variance d'erreur estimée par l'opération de filtrage. Ensuite, la cinquième étape 5 consiste à réaliser une intégration temporelle de la fusion réalisée à la quatrième étape 4, en utilisant des ré- initialisations de la vitesse estimée de l'aéronef par rapport à l'air environnant, de l'angle d'incidence estimé de l'aéronef, et de l'angle de dérapage estimé de l'aéronef pour délivrer en sortie une vitesse estimée TASe de l'aéronef par rapport à l'air environnant, un angle d'incidence estimé AOAe de l'aéronef, et un angle de dérapage estimé SSAe de l'aéronef.35 La vitesse estimée TASe de l'aéronef par rapport à l'air environnant, l'angle d'incidence estimé AOAe de l'aéronef, et l'angle de dérapage estimé SSAe de l'aéronef, peuvent être ré-utilisés dans la deuxième étape 2 pour intervenir dans le calcul des coefficients KT, KA, et KS puisqu'ils dépendent du point courant du domaine de vol. La troisième étape 3 utilise également des ré-initialisations de la vitesse estimée TASe de l'aéronef par rapport à l'air environnant, de l'angle d'incidence estimé AOAe de l'aéronef, et de l'angle de dérapage estimé SSAe de l'aéronef, par exemple par ré-initialisations périodiques au moyen de mesures réelles ou par mise en place d'une boucle extérieure qui utilise les mesures réelles pour construire une correction lente (lente par rapport à la correction rapide issue de l'estimateur de pression statique). Les mesures réelles mentionnées sont celles issues de la chaine de mesures réelles de la vitesse de l'aéronef par rapport à l'air environnant, i.e les chaînes de mesure de la vitesse TAS d'un aéronef par rapport à l'air environnant, de l'angle d'incidence AOA de l'aéronef, et de l'angle de dérapage SSA de l'aéronef La troisième étape 3 d'estimation d'une deuxième variation intermédiaire ÔTASb de la vitesse de l'aéronef par rapport à l'air environnant, d'une deuxième variation intermédiaire ÔAOAb de l'angle d'incidence de l'aéronef, et d'une deuxième variation intermédiaire ÔSSAb de l'angle de dérapage de l'aéronef peut être réalisée comme suit. Le vecteur Vair de vitesse de l'aéronef par rapport à l'air environnant, peut être exprimé soit sous la forme de trois coordonnées .cartésiennes Vxair, Vyair, et Vzair dans le repère lié à l'aéronef, soit sous la forme de trois coordonnées sphériques TAS, AOA, SSA dans le repère lié à l'aéronef. La relation qui lie ces deux formes de représentation est la suivante : Vx air TAS .cos AOA. cos SSA Vair = VYair TAS. sin SSA (eq5) Vzair TAS. sin A0A.cosSSA On considère maintenant l'équation de propagation du vecteur vitesse inertielle de l'aéronef exprimée dans le repère lié à l'aéronef. La dérivée de ce vecteur par rapport au temps est égale à l'accélération mesurée par les accéléromètres, corrigée de l'effet cinématique du repère lié à l'aéronef et augmentée de la gravité projetée dans le repère lié à l'aéronef : + AccIR + Clpg (eq 6) dans laquelle AccIR représente le vecteur accélération inertielle, Ç2IR représente la matrice des pqr les pqr étant les trois composantes du vecteur vitesse de rotation inertielle), et CIR représente les coefficients de projection 15 de la verticale dans le repère lié à l'aéronef : 0 -r - sin 0 - 1-2 IR- 0 cos O. sin ço cos O. cos q, en notant 0 le roulis et cp le -q p 0 tangage. 20 En négligeant l'accélération du vent, on utilise cette même équation pour la vitesse de l'aéronef par rapport à l'air : -S2 .V ACCIR CIR .g (eq 7) 25 avec Vair = Vxair et Vair = Vxair VYair VYair Vzair _Vzair _ Dans l'équation 7 on remplace les trois coordonnées de Vair par leur expression en fonction de TAS, AOA, et SSA, et on remplace les trois coordonnée de la dérivée de Vair par leur expression en fonction des dérivée de TAS, AOA, et SSA. On obtient ainsi trois équations linéaires en l'AS ; ÀOA,A.SA , dont les coefficients sont fonction des quantités TAS , A0A,SSA , et dont le terme de droite est une fonction des mesures inertielles et des quantités TAS, AOA, SSA Le terme de droite est entaché d'une erreur, qui est homogène à une erreur d'accélération, et qui représente l'accélération inconnue du vent et l'erreur d'accélération induite par l'imprécision des mesures inertielles. La troisième étape 3 estime également le deuxième indicateur de qualité IndQb de ladite deuxième variation intermédiaire ÔTASb de la vitesse de l'aéronef par rapport à l'air environnant, de la deuxième variation intermédiaire ÔAOAb de l'angle d'incidence de l'aéronef, et de la deuxième variation intermédiaire ÔSSAb de l'angle de dérapage de l'aéronef. Ce deuxième indicateur de qualité IndQb dépend de la précision des mesures intervenant dans le calcul des deuxièmes variations intermédiaires ÔTASb, bA0Ab, et ÔSSAb (mesures inertielles) et de l'écart-type de l'accélération du vent fourni par une modélisation bien connu de l'homme de l'art. La quatrième étape 4 de fusion peut être effectuée en combinant ces sources indépendantes d'estimation d'une combinaison linéaire ( KT.BTASa + KA.82104 + K s .8SSAa) des premières variations intermédiaires (ÔTASa, 6A0Aa, ÔSSAa) et des deuxièmes variations intermédiaires (6TASb, ÔAOAb, ÔSSAb) en une variation de la vitesse de l'aéronef par rapport à l'air environnant fusionnée ÔTAS, une variation de l'angle d'incidence de l'aéronef fusionnée ÔAOA, et une variation de l'angle de dérapage de l'aéronef fusionnée ÔSSA, par exemple par un moindre carré pondéré appliqué aux 4 équations liant les 3 inconnues ÔTAS, ÔAOA, ÔSSA , les coefficient de pondération étant alors déduits des écarts-types d'erreur IndQa et IndQb. C'est en ce cas, la variation de la vitesse de l'aéronef par rapport à l'air environnant fusionnée ÔTAS, la variation de l'angle d'incidence de l'aéronef fusionnée ÔAOA, et la variation de l'angle de dérapage de l'aéronef fusionnée ÔSSA, qui sont intégrées temporellement par la cinquième étape 5. Bien entendu, en variante, il est possible d'effectuer la cinquième étape 5 d'intégration temporelle avant la quatrième étape de fusion 4, auquel cas la fusion s'effectue sur les estimation de la vitesse de l'aéronef par rapport à l'air environnant et non ses variations. De même, d'autres techniques de fusion peuvent être utilisées pour coupler les deux estimations, comme le filtre de Kalman, comme illustré sur la figure 2. Dans ce cas la quatrième étape peut être décomposée en une première sous-étape 4a de calcul de la dite combinaison linéaire à partir des 3 composantes du vecteur vitesse de l'aéronef par rapport à l'air issue de la cinquième étape, et des coefficients calculés à partir des lois de corrections aérodynamiques locales et une deuxième sous-étape 4b consistant à calculer une observation égale à l'écart entre la combinaison linéaire issue de la seconde étape et celle issue de la première sous-étape de la quatrième étape, puis à utiliser cette observation pour corriger par filtrage de Kalman les composantes du vecteur vitesse de l'aéronef par rapport à l'air. Plus précisément on considère le vecteur d'état X constitué des 25 trois composantes Vx, Vy, Vz du vecteur vitesse avion/air et de leurs trois dérivées ex, G,G La propagation des six composantes de ce vecteur d'état se déduit de l'équation 7, et s'écrit : 30 Vair (t,,)= -SIIR.V''. (t'_1)+ ACCIR + CIR.g Vair (ta = Vair (t,, 1) + eair(t'_1).ATp en notant ATP la durée du pas de propagation. L'erreur commise sur cette propagation a une matrice de covariance Q connue, pour une part à partir des caractéristiques des senseurs utilisés, et pour une autre part à partir de la statistique connue des profils de turbulence de vent. On considère la mesure scalaire Z Z = gYzGEo.PSe 8t 8PS , en notant ATR la durée du pas de R.T Cette mesure est obtenue en intégrant sur la durée ATR la quantité sous le signe intégrale et en soustrayant ÔPSm qui est la variation 10 de la mesure PSm sur cette même durée ATR. La mesure Z a une variance d'erreur R connue, pour une part à partir des caractéristiques des senseurs utilisés, et pour une autre part à partir de la statistique connue des profils de variation d'isobare. 15 D'après l'équation 4 cette mesure est aussi égale à KT .ATAS + K A .AA0A + KB .ASSA en notant ATAS, AAOA, ASSA la variation des quantité TAS, AOA, SSA sur la durée ATR. 20 Il est donc possible de calculer la matrice d'observation H qui quantifie comment une petite variation de l'état X modifie la quantité KT .ATAS + KA.AA0A + KB .ASSA A chaque époque de propagation on calcule matrice de 25 propagation A et on propage le vecteur d'état X et sa matrice de covariance P. A chaque époque de recalage, on calcule une observation Y égale à la différence entre la mesure calculée à partir de l'état X du filtre et la 30 mesure Z. On calcule la matrice d'observation H, et on recale l'état X et la covariance P en utilisant la formulation bien connue du filtre de Kalman étendu. ATR recalage. On obtient ainsi les trois composantes Vx, Vy, Vz du vecteur vitesse avion/air et la matrice de covariance associée. On sait facilement ré-exprimer ces quantités sous la forme des 5 trois composantes TAS, AOA et SSA du vecteur vitesse avion/air et la matrice de covariance associée. La fusion de données provenant de l'inertie et de données provenant de la pression statique améliore significativement la précision de 10 l'estimation du vecteur vitesse de l'aéronef par rapport à l'air environnant' mais ne permet pas de bien stabiliser cette estimation sur le long terme. En effet, l'utilisation de la mesure de pression statique PSm améliore directement l'estimation de l'accélération de l'aéronef par rapport à l'air. L'amélioration de l'estimation de la vitesse est seulement la conséquence de 15 l'amélioration de l'estimation de l'accélération. L'intégration temporelle de l'accélération pour obtenir la vitesse peut donc diverger sur le long terme. La stabilisation sur le long terme peut être obtenue par les réinitialisations périodiques ou la mise en place d'une boucle extérieure comme 20 explicité ci-avant dans le détail de la cinquième étape 5 en mettant en oeuvre des techniques de stabilisation long-terme bien connues. Avec une ré-initialisation périodique, il existe une zone aveugle au moment de la ré-initialisation : si la défaillance de la chaîne de mesure réelle (produisant une vitesse mesurée de l'aéronef par rapport à l'air environnant 25 TASm) intervient juste avant le moment de ré-initialisation, alors la vitesse de l'aéronef par rapport à l'air environnant TAS estimée TASe est faussée et ne permet pas de détecter la défaillance. Pour contrer cette zone aveugle on peut utiliser deux estimations distinctes, dont les instants de ré-initialisation sont décalés temporellement (de la moitié de la période de ré-initialisation). 30 La boucle extérieure est basée sur une correction calculée à partir de l'écart entre la vitesse estimée de l'aéronef par rapport à l'air environnant TASe et la vitesse mesurée de l'aéronef par rapport à l'air environnant TASm produite par la chaine de mesure réelle de la vitesse de l'aéronef par rapport à l'air. Cette correction est ensuite appliquée dans la chaine de production de la vitesse estimée de l'aéronef par rapport à l'air environnant TASe pour suivre au long terme la vitesse mesurée de l'aéronef par rapport à l'air environnant TASm. La correction est conçue pour stabiliser l'estimation de la 5 vitesse estimée de l'aéronef par rapport à l'air environnant TASe sur le long terme tout en garantissant un retard à l'absorption d'une défaillance de la vitesse mesurée de l'aéronef par rapport à l'air environnant TASm. Ainsi, en comparant la vitesse estimée TASe et la vitesse mesurée TASm il est possible de détecter une défaillance de la vitesse mesurée TASm à 10 condition que cette défaillance se développe sur un temps suffisamment court. La technique de ré-initialisation périodique peut ainsi être vue comme une réalisation particulière de la technique de boucle extérieure : la 15 correction y est réduite à la fonction identité échantillonnée (la correction est égale à l'estimation). Dans les deux cas, l'estimation, couplée à la stabilisation long-terme est caractérisée par sa capacité à détecter une défaillance de la 20 chaine de mesure réelle de la vitesse de l'aéronef par rapport à l'air environnant, cette défaillance étant caractérisée par une amplitude minimum AMIN et un temps d'établissement maximum TMAX. Une défaillance dont l'amplitude est supérieure à AMIN et dont le temps d'établissement est inférieur à TMAX est détectée quasiment à coup sûr. Une défaillance de plus 25 faible amplitude et/ou de temps d'établissement plus long sera vraisemblablement non détectée. L'utilisation de la fusion "inertie /pression statique" permet de réduire AMIN et d'augmenter TMAX, ce qui améliore la capacité de détection 30 d'une défaillance dans la chaine de mesure réelle de la vitesse de l'aéronef par rapport à l'air environnant L'utilisation d'estimations à des fins de détection et d'isolation de défaillance de capteurs est bien connue de l'état de l'art. Elle met usuellement en oeuvre deux groupes de capteurs A et B, ces deux groupes étant supposés indépendants vis-à-vis des défaillances : l'occurrence d'une défaillance dans le groupe A est indépendante de l'occurrence d'une défaillance dans le groupe B (ou, au moins, le risque d'une telle dépendance est faible). Les mesures fournies par les capteurs A sont réputées fiables et utilisées pour calculer des estimations Best, qui sont représentatives des mesures produites par les capteurs B. On obtient ainsi une redondance analytique. En comparant les estimations B et les mesures réelles B, on peut détecter une défaillance, et isoler le ou les capteurs défaillants du groupe B tout en assurant la continuité de fonctionnement. En fonction des contraintes opérationnelles, la comparaison peut être permanente (avec un risque de fausse-alarme accru) ou déclenchée sur un événement (par exemple sur la détection d'une incohérence entre des capteurs du groupe B) avec un risque de détection manquée accru. L'association de redondance physique (mesure) et de redondance analytique (estimation) offre ainsi des possibilités multiples dans l'architecture des systèmes de détection et isolation de défaillance. Lorsque l'estimation de la vitesse de l'aéronef par rapport à l'air environnant par fusion inertie/pression statique' décrit dans la présente 25 demande, le groupe de capteurs A est le suivant : - capteur inertiel capteur de vitesse verticale géographique - sonde de pression statique sonde de température d'air 30 Le capteur inertiel est typiquement une IRS (acronyme de "Inertial reference system" en langue anglaise) ou une AHRS (acronyme de "Attitude and heading reference system" en langue anglaise) et fournit les mesures suivantes : trois composantes d'accélération (AccX, AccY, AccZ), trois composantes de vitesse de rotation (p, q, r), deux angles de roulis et tangage. On dispose également de la connaissance de la gravité g au point courant, via un modèle de gravité adéquat. La mesure de vitesse verticale géographique (vitesse verticale de l'avion par rapport à la Terre) est typiquement issue d'un récepteur GPS, ou de tout système radio ou optique permettant de mesurer l'altitude géographique par rapport à la Terre. Elle peut être également obtenue à partir des mesures inertielles, à condition de prendre en compte le fait que la vitesse verticale inertielle est divergente. Dans tous les cas cette mesure de vitesse verticale géographique doit être indépendante de la pression statique corrigée SSEC. Le groupe de capteurs B comporte les senseurs anémométriques 15 mesurant les trois composantes du vecteur vitesse (Vair (TAS, AOA, SSA)). Pour certaines applications, le groupe de capteurs B peut être réduit à deux ou un des trois composantes du vecteur vitesse. 20 Par exemple : seul les capteurs mesurant la vitesse de l'aéronef par rapport à l'air environnant TAS et l'angle d'incidence de l'aéronef AOA sont dans le groupe B car la topologie du montage des sondes sur l'aéronef crée un couplage faible entre la pression statique et l'angle de dérapage de l'aéronef SSA. Ainsi la sonde de mesure de l'angle de dérapage SSA 25 n'intervient pas dans l'estimation, ni en A ni en B. Dans un autre exemple, les capteurs mesurant l'angle d'incidence de l'aéronef AOA et l'angle de dérapage de l'aéronef SSA sont supposés fiables et sont dans le groupe A, seule la source de la vitesse de l'aéronef 30 par rapport à l'air environnant TAS est dans le groupe B. REVENDICATIONS1. Procédé d'estimation de la vitesse d'un aéronef par rapport à l'air environnant, de l'angle d'incidence de l'aéronef, et de l'angle de dérapage de l'aéronef, dans un repère lié à l'aéronef, comprenant : une première étape (1) consistant à estimer une pression statique estimée (PSe) à partir de mesures de la vitesse verticale géographique (Vzgéo) de l'aéronef, de mesures de la température (Tair) de l'air environnant, de ré-initialisations de la pression statique estimée (PSe), et d'une rétroaction de ladite pression statique estimée (PSe), par intégration sur un chemin vertical d'une équation hydrostatique; une deuxième étape (2) consistant à estimer une combinaison linéaire d'une première variation intermédiaire (6TASa) de la vitesse de l'aéronef par rapport à l'air environnant, d'une première variation intermédiaire ($5A0Aa) de l'angle d'incidence de l'aéronef et d'une première variation intermédiaire (ÔSSAa) de l'angle de dérapage de l'aéronef à partir d'un écart entre une variation (6PSe) d'une pression statique estimée (PSe) et une variation (6PSm) d'une pression statique mesurée (PSm), ladite combinaison linéaire utilisant des coefficients calculés à partir des lois de correction aérodynamique locale (SSEC) dépendantes de l'aéronef, de la vitesse (TAS) de l'aéronef par rapport à l'air environnant, de l'angle d'incidence de l'aéronef (AOA),et de l'angle de dérapage de l'aéronef (SSA), et consistant également à estimer un premier indicateur de qualité (IndQa) de ladite combinaison linéaire estimée par la deuxième étape (2); une troisième étape (3) consistant à estimer une deuxième variation intermédiaire (ÔTASb) de la vitesse de l'aéronef par rapport à l'air environnant, une deuxième variation intermédiaire (ÔAOAb) de l'angle d'incidence de l'aéronef et une deuxième variation intermédiaire (EISSAb) de l'angle de dérapage de l'aéronef, à partir de mesures inertielles, et d'une rétroaction de la vitesse estimée (TASe) de l'aéronef par rapport à l'air environnant en sortie, d'une rétroaction del'angle d'incidence estimé (AOAe) de l'aéronef en sortie, et d'une rétroaction de l'angle de dérapage estimé (SSAe) de l'aéronef en sortie, par assimilation du vecteur de vitesse de l'aéronef par rapport à l'air environnant à un vecteur vitesse de l'aéronef par rapport à un repère inertiel obtenu par intégration des composantes d'un vecteur accélération mesuré (Mesures inertielles), corrigé de l'effet cinématique du repère lié à l'aéronef et augmenté de la gravité projetée dans le repère lié à l'aéronef; et consistant à estimer un deuxième indicateur de qualité (IndQb) desdites deuxièmes variations intermédiaires ($5TASb, 6AOAb, ÔSSAb); une quatrième étape (4) de fusion desdites deuxième variation intermédiaire ($5TASb) de la vitesse de l'aéronef par rapport à l'air environnant, deuxième variation intermédiaire (6AOAb) de l'angle d'incidence de l'aéronef, et deuxième variation intermédiaire (6SSAb) de l'angle de dérapage de l'aéronef respectivement avec lesdites première variation intermédiaire (6TASa) de la vitesse de l'aéronef par rapport à l'air environnant, première variation intermédiaire (6AOAb) de l'angle d'incidence de l'aéronef, et première variation intermédiaire (15SSAb) de l'angle de dérapage de l'aéronef, par filtrage de type moindre carré pondéré par lesdits premier et deuxième indicateurs de qualité (IndQa, IndQb) ou par un filtrage de type Kalman; et de fusion desdits premier et deuxième indicateurs de qualité (IndQa, IndQb) en un indicateur de qualité fusionné (IndQ) à partir de la variance d'erreur estimée par ledit filtrage; et une cinquième étape (5) d'intégration temporelle de ladite fusion réalisée à la quatrième étape (4), utilisant des ré-initialisations de la vitesse estimée de l'aéronef par rapport à l'air environnant, de l'angle d'incidence estimé de l'aéronef, et de l'angle de dérapage estimé de l'aéronef pour délivrer en sortie une vitesse estimée (TASe) de l'aéronef par rapport à l'air environnant, un angle d'incidence estimé (AOAe) de l'aéronef, et un angle de dérapage estimé (SSAe) de l'aéronef. 2. Procédé selon la revendication 1, dans lequel ladite quatrième étape (4) de fusion utilise :une première sous-étape (4a) de calcul de ladite combinaison linéaire utilisant des coefficients calculés à partir des lois de correction aérodynamique locale (SSEC) dépendantes de l'aéronef, de la vitesse (TAS) de l'aéronef par rapport à l'air environnant, de l'angle d'incidence de l'aéronef (AOA),et de l'angle de dérapage de l'aéronef (SSA); et une deuxième sous-étape (4b) de correction par filtrage de Kalman utilisant en entrée lesdites estimations de la combinaison linéaire fournies par la deuxième étape (2) et par ladite première sous-étape (4a). 3. Procédé selon la revendication 1 ou 2, dans lequel lesdites ré-initialisations de la pression statique estimée (PSe) de la première étape (1), utilisent des mesures de la pression statique corrigées par les lois de correction aérodynamique locale (SSEC). 4. Procédé selon l'une des revendications 1 à 3, dans lequel lesdites ré-initialisations de la vitesse estimée (TASe) de l'aéronef par rapport à l'air environnant, de l'angle d'incidence estimé (AOAe) de l'aéronef et de l'angle de dérapage estimé (SSAe) de l'aéronef utilisent respectivement des mesures de la vitesse de l'aéronef par rapport à l'air environnant corrigées par les lois de correction aérodynamique locale (SSEC), des mesures de l'angle d'incidence de l'aéronef corrigées par les lois de correction aérodynamique locale (SSEC), et des mesures de l'angle de dérapage de l'aéronef corrigées par les lois de correction aérodynamique locale (SSEC). 5. Système d'estimation de la vitesse (TASe) d'un aéronef par rapport à l'air environnant, de l'angle d'incidence de l'aéronef (AOA), et de l'angle de dérapage de l'aéronef (SSA), dans un repère lié à l'aéronef, adapté pour mettre en oeuvre le procédé selon l'une des revendications précédentes. 6. Aéronef comprenant un système selon la revendication 5.