FR 2905461 A1 20080307 FR 0607787 A 20060831 1 1. DOMAINE DE LA TECHNIQUE L'invention concerne un dispositif et une méthode permettant de mesurer la différence de pression entre des fluides en des endroits distants, sans retard de mesure significatif. 2. ÉTAT DE L'ART La mesure de différences de pression est communément utilisée dans les système anémo-baro-clinométrique des aéronefs. Certains modes de réalisation connus mettent en oeuvre un tube de Pitot, doté d'une ouverture dirigée face au sens du déplacement de l'aéronef et d'une prise de pression statique qui s'ouvre perpendiculairement à l'écoulement. Des tubes dans l'aéronef relient chacune des sondes au badin dont le boîtier est étanche. Le badin affiche la vitesse indiquée dans le cockpit. L'intérieur du boîtier est relié à la prise de pression statique et le tube de Pitot est relié à une capsule anéroïde placée dans le boîtier. La membrane de la capsule est typiquement connectée à une aiguille indicatrice par une liaison mécanique. Le déplacement mécanique est directement fonction de la différence de pression entre la sonde de Pitot et la sonde de pression statique, et la vitesse indiquée résulte de cette différence de pression en appliquant la relation de Saint-Venant bien connue. Les modes de réalisation plus modernes remplacent la capsule anéroïde par des capteurs de pression différentielle plus modernes. Les capteurs modernes ont typiquement une sortie électrique, et des moyens classiques d'acquisition et de traitement du signal peuvent être mis en oeuvre pour afficher la vitesse air sur toutes sortes d'écrans et de jauges. Un retard de mesure significatif du paramètre vitesse ù de l'ordre de 0,5s ù reste généralement acceptable dans les aéronefs aérodynamiquement stables. L'effet de l'inertie fait que la vitesse varie lentement. Mais les aéronefs aérodynamiquement instables ont un système d'augmentation de stabilité artificiel qui a besoin d'une réponse très rapide des capteurs anémométriques afin de corriger, voire d'anticiper la perte de l'équilibre. Le moyen traditionnel de satisfaire ce besoin consiste à mettre toutes les sondes au même endroit, typiquement en utilisant des sondes multi-fonctions comme décrit par exemple dans le brevet US 3.318.146 . Ce brevet divulgue également la méthode de dérivation mathématique des angles de vol et d'autres paramètre à partir de plusieurs mesures de la pression locale en différents endroits de la peau de l'aéronef. Les calculs s'appuient sur des différences de pression. Quand toutes les sondes sont co-localisées, typiquement sur le nez d'un avion, des capteurs de pression différentiels connus peuvent être utilisés. Ces sondes multi-fonctions résolvent le problème du retard de mesure, mais, afin de satisfaire en un seul endroit toutes les contraintes géométriques portant sur l'orientation des surfaces et des orifices de captation d'air par rapport à l'écoulement il a jusqu'à présent été nécessaire de concevoir des sondes protubérantes. Ces sondes sont typiquement composées d'un canon cylindrique monté sur un pied. Cette approche donne au concepteur de la sonde l'accès à toutes les orientations possibles entre les surfaces de mesure et l'écoulement d'air, mais crée beaucoup de traînée aérodynamique sur les avions rapides. Les aéronefs furtifs sont conçus pour échapper à la détection par radar. Des objets protubérants d'une taille de quelques centimètres sont typiquement le genre de détail qui réfléchit beaucoup d'énergie vers le radar. La tête chanfreinée d'une sonde de Pitot typique est pratiquement un réflecteur radar idéal. Les aéronefs furtifs modernes doivent utiliser soit des sondes furtives spéciales, soit des systèmes anémo-baro-clinométriques affleurant la peau de l'aéronef. Dans un système anémo-baro-clinométrique affleurant, la forme même de l'aéronef doit offrir des emplacements de 2905461 2 mesure appropriés, et même lorsque le fuselage de l'aéronef a une forme grossièrement cylindrique sa taille est cent fois plus grande qu'une tête de sonde classique. La dérivation mathématique des paramètres est très similaire dans les principes à ce qui est divulgué dans le brevet US 3.318.146, sauf que de longs tubes sont requis pour connecter les capteurs de pression différentiels au sondes dispersées sur toute la surface de l'aéronef. Cette organisation induit un 5 retard important entre l'instant où un changement aérodynamique se produit et celui où il est détecté par le capteur. La solution alternative consiste à installer des capteurs de pression absolue à chaque emplacement, et à calculer les différences de pression soit par un dispositif électrique, soit dans un ordinateur. Ce mode de réalisation réagit rapidement, mais les capteurs de pression absolue doivent avoir une gamme de fonctionnement couvrant les pressions atteintes au point de mesure lorsque l'aéronef évolue depuis le niveau de la mer jusqu'à son altitude maximale, et, en 10 conséquence, leur précision relative diminue avec la pression ambiante. Dans les conditions de faible pression ambiante rencontrées lors du vol à haute altitude l'addition des erreurs non corrigées de chaque capteur devient grande comparée à la gamme de différences de pression que l'on souhaite mesurer. Il y a moins d'art antérieur relatif à des systèmes de ce type ayant donné satisfaction parce que les performances et les détails de la réalisation des quelques uns qui sont connus (bombardier B-2 et démonstrateur d'UCAV X-47) sont tenus 15 secrets par des gouvernements étrangers. 3. EXPOSÉ DE L'INVENTION L'invention décrit un dispositif de mesure de différences de pression pouvant être utilisé au sein d'un système d'anémobaro-clinométrie. Dans un tel système, ce dispositif pourrait être mis en oeuvre à bord de véhicule aériens, typiquement des avions ou des hélicoptères. 20 Selon l'invention, il est proposé un dispositif et une méthode permettant de mesurer la différence de pression entre deux endroits distants dans des fluides, le dispositif comprenant : û un premier point de mesure de pression dans un fluide (1), - une première sonde de mesure de pression (2) placée au-dit premier point de mesure de pression dans un fluide (1), - un premier capteur de pression différentiel (5) placé près de ladite première sonde de mesure de pression (2), 25 û un premier moyen de connexion (3) reliant ladite première sonde de mesure de pression (2) à une première entrée (4) dudit premier capteur de pression différentielle (5) sans induire de retard pneumatique significatif, û un second point de mesure de pression dans un fluide (13), - une seconde sonde de mesure de pression (12) placée au-dit second point de mesure de pression dans un fluide (13), û un second capteur de pression différentiel (9) placé près de ladite seconde sonde de mesure de pression (12), 30 û un second moyen de connexion reliant ladite seconde sonde de mesure de pression (12) à une première entrée dudit second capteur de pression différentielle (9) sans induire de retard pneumatique significatif, - les moyens (7, 23, 24) d'établir une connexion fluidique entre la seconde entrée (6) dudit premier capteur de pression différentiel (5) et la seconde entrée (8) dudit second capteur de pression différentiel (9) en donnant la même pression de référence (15) aux deux capteurs de pression différentielle, 35 et la méthode comprenant les étapes de : -mesure d'une première différence de pression (14) entre ledit premier point de mesure de pression dans un fluide (1) et ladite pression de référence (15), - mesure, si nécessaire au même instant, d'une seconde différence de pression (16) entre ladite pression de référence (15) et ledit second point de mesure de pression dans un fluide (13), 2905461 3 ajout (17) des deux différences de pression obtenues aux étapes précédentes afin d'obtenir la différence de pression (18) entre lesdits premier (1) et second (13) points de mesure de pression. 4. PRÉSENTATION DES FIGURES La figure 1 montre la vue en coupe d'un fuselage d'avion (19) vu de devant. La figure 2 montre la disposition des 5 sondes de pression sur un avion de reconnaissance furtif ayant ledit fuselage. La figure 3 montre l'un des modes préférés de réalisation de l'invention. La figure 4 montre la méthode utilisée pour obtenir la différence de pression à partir des mesures effectuées par les capteurs de pression différentiels (5) et (9). La figure 5 montre des courbes utilisables pour calculer l'incidence et le dérapage en utilisant les mesure de sondes de pression affleurantes. Dans le cas le plus général, on peut mesurer la différence de pression entre deux fluides distincts. Les applications à 10 des véhicules aériens mesurent toujours des différences de pression d'air, et les deux points de mesure de pression (1) et (13) sont toujours deux points distincts du même écoulement aérodynamique. Le moyen (7) doit être une cavité dans laquelle le fluide est suffisamment calme et dans laquelle les écoulements s'il y en a ne créent pas de grosses différences de pression entre lesdits secondes entrées (6) et (8) desdits capteurs de pression différentielle (5) et (9) respectivement. Cette condition peut être remplie de plusieurs manières, par exemple 15 en assurant une bonne étanchéité de la cavité de manière à limiter les écoulements entrant et sortant de la cavité, ou en organisant dans la cavité un écoulement symétrique par rapport auxdites secondes entrées (6) et (8) desdits capteurs de mesure de pression (5) et (9). Un homme du métier pensera immédiatement à de nombreuses configurations qui satisfont cette condition essentielle. La figure 1 montre une soute interne (7) qui communique avec une soute de train d'atterrissage (21) en dessous, 20 laquelle communique avec l'extérieur. Ces soutes internes sont approximativement à la pression statique de l'extérieur, et la pression y varie lentement car leur volume est important par rapport aux fuites (26) tout autour de la porte (25) de la soute de train. Sur un avion furtif, les fuites autour de la porte seraient particulièrement faibles car l'absence de protubérances et de fentes et la continuité de la peau ont un effet direct sur le niveau des échos radar de l'avion. La soute peut être occupée par des équipements mais ceux-ci ne doivent ni émettre, ni absorber de grandes quantités de 25 fluide ou de chaleur, a moins de toujours le faire en maintenant un écoulement symétrique dans la soute. Une émission anormale de fluide et de chaleur pourrait résulter d'un feu sur l'équipement par exemple. Les effets d'inertie et de gravité dans le fluide qui remplit le moyen (7) peuvent induire un décalage entre les pressions aux secondes entrées (6) et (8) des capteurs de pression différentiels (5) et (9). Quand un fluide dense est utilisé, un tel décalage pourrait en pratique avoir une magnitude plus grande que la vraie différence de pression entre les points de 30 mesure (1) et (13). Si l'installation est soumise à des accélérations variables, telles que l'on peut les rencontrer dans les aéronefs, un jeu d'accéléromètres peut mesurer le résultat des effets de gravité et d'inertie et fournir les entrées nécessaires à un algorithme de compensation de décalage. La figure 2 montre la disposition des sondes pression affleurantes sur un avion de reconnaissance furtif. Toutes les sondes (20) sont connectées à une soute interne (24) qui est placée au dessus de la soute de train (21). L'algorithme du 35 système d'anémo-baro-clinométrie se base sur de multiples mesures de différences de pression pour calculer la vitesse conventionnelle, l'incidence et le dérapage. La disposition montrée sur la figure 2 permet d'associer deux sondes (20) quelconques pour former de multiples paires de sondes, par exemple la paire (2)-(12). La figure 3 montre une coupe d'une sonde de pression affleurante (2) dotée d'un diaphragme (22) et d'un capteur de pression différentielle (5) intégrés. La seconde entrée de pression (6) , à l'arrière de l'équipement et connectée à un 2905461 4 autre équipement similaire (20) au travers des tubes de mesure (23). Ces tubes se rejoignent dans une soute commune (24) où un piège à eau pourrait être installé, et où les tubes de moyennage (28) créent une pression moyenne entre les pressions qui existent aux points de mesure (1) et (13). Dans chaque équipement (20) une carte électronique (29) contrôle le capteur de pression différentiel (5). Les deux équipements (20) ont un connecteur électrique (32) et 5 échangent les différences de pression mesurées au moyen du câblage d'interconnexion (30). La carte électronique (29) contient un moyen de traitement de données qui calcule la pression différentielle entre les points de mesure (1) et (13) en appliquant la méthode revendiquée, et envoie le résultat à d'autres équipements ù par exemple l'avionique ù par le câblage d'interface. La figure 4 et la figure 5 illustrent les étapes de la méthode utilisée pour obtenir la différence de pression entre deux 10 points de mesure (1) et (13) éloignés l'un de l'autre. La figure 4 montre comment la pression différentielle est obtenue à partir de mesures brutes des capteurs de pression différentielle. Une première pression différentielle est mesurée (14) entre un premier point exposé à la pression P1 (1) et une pression de référence P2 (15). Une seconde pression différentielle est mesurée (16) entre ladite référence de pression P2 (15) et un second point exposé à la pression P3 (13). Les deux différences sont additionnées (17) pour 15 produire le résultat (18). La figure 5 montre les lignes de contour iso-AKp en fonction de l'incidence et du dérapage, pour une première paire de sondes sensible à l'incidence sur le diagramme de gauche (27) et pour une seconde paire de sondes sensible au dérapage sur le diagramme de droite (33). L'index (10) pointe sur une ligne de contour iso-AKp pour ladite première paire de sondes, et l'index (11) pointe sur une ligne de contour iso-AKp pour ladite seconde paire de sondes. 20 5. MODE DE RÉALISATION PRÉFÉRÉ Pour l'application à la cellule d'aéronefs furtifs le mode de réalisation préféré est décrit sur les figures 1 et 2. L'aile volante sans dérive à une très faible surface équivalente radar et des sondes protubérantes dégraderaient sa signature de façon significative. Le système utilise sept équipements identiques contenant chacun une prise de pression statique 25 réchauffée (20) et une capteur de pression différentiel. La forme inhabituelle de cet avion lui donne une aérodynamique très instable. Son équilibre longitudinal et latéral n'est conservé qu'au moyen de l'application constante de petits moments correctifs au moyen de ses surfaces de contrôle. La petite taille de cet avion lui donne une faible inertie et son système de commandes de vol doit rapidement détecter et activement corriger tout écart avec la position trimée. Le système anémo-baro-clinométrique doit être capable de détecter les petits changements de pression qui accompagnent 30 chaque modification de l'incidence ou du dérapage. Quand par exemple l'avion se cabre légèrement, la position (13) sur l'intrados fait une petit peu plus face à l'écoulement et voit une augmentation de pression, tandis que la position (1) sur l'extrados fait un petit peu moins face à l'écoulement et voit une diminution de pression. La différence de pression entre la position sur l'extrados (1) et la position sur l'intrados (13) décroît quand l'avion se cabre et croît quand il pique. L'amplitude de la variation de pression est la 35 somme des valeurs absolues des variations de pression aux positions (1) et (13). Si le système de commandes de vol connaît la pression dynamique Q, il peut utiliser l'équation suivante pour calculer la différence entre les coefficients de pression Kp aux positions (1) et (13) : P1ùP13=(Kp1 ùKP13)•Q 2905461 5 Les coefficients de pression sont d'une nature purement aérodynamique. Ils dépendent principalement de la forme, de l'incidence et du dérapage. Ils ont de plus une dépendance en nombre de Mach qui reste faible en dessous de Mach 0,7 mais peut augmenter rapidement voire devenir chaotique vers Mach 1. Aux points de fonctionnement habituels il y a une relation pratiquement linéaire entre la différence entre coefficients de pression à des positions bien choisies sur la 5 forme et les deux angles, incidence et dérapage. En exploitant deux ensembles de sondes orientées de manière à maximiser la dépendance en incidence pour le premier ensemble, et la dépendance en dérapage pour le second ensemble, il est possible de calculer l'incidence et le dérapage. Autour d'une position d'équilibre ledit premier ensemble de sondes montre une forte dépendance à l'incidence. Si nous avions un tracé 3D de la différence des coefficients de pression en fonctions de l'incidence (a) en X et du dérapage ((3) 10 en Y, nous aurions un plan avec un pente presque nulle dans la direction Y et une pente significative dans la direction X. Les lignes de contour d'égale différence de pression seraient presque parallèles à la direction Y (voir figure 5, diagramme de gauche). Ledit second ensemble de sondes montre un forte dépendance au dérapage. Le même tracé de la différence des coefficients de pression en fonction de l'incidence (a) en X et du dérapage ((3) en Y produit des lignes de contour 15 presque parallèles à la direction X. En utilisant les différences de pression mesurées et la formule précédente, il est possible de savoir quelle ligne de contour (10) (11) s'applique dans chaque diagramme. Il est donc simple de calculer l'intersection d'une courbe pratiquement verticale (10) et d'une courbe pratiquement horizontale (Il) afin d'obtenir à leur intersection l'incidence et le dérapage courants. Décrire en plus grand détail comment les paramètres anémo-baro-clinométriques peuvent être dérivés de mesures de 20 différences de pression dans un avion serait hors sujet. Les figures 1 et 2 montrent un nombre réaliste de sondes sur la peau d'un avion particulier. Un tel système serait non seulement capable de calculer l'incidence, le dérapage et la vitesse conventionnelle, mais continuerait de le faire après plusieurs pannes et serait capable de se surveiller lui-même. Quand un grand nombre de sondes sont utilisées comme sur la figure 1, il est plus simple de faire communiquer toutes les sondes entre elles via une soute (24). Quand le dispositif est réalisé avec seulement 2 sondes, comme dans la figure 25 3, un tube (23) et plus simple à installer. Mais le seul objectif à ce stade est de démontrer l'importance des différences de pression parmi les entrées d'un système anémo-baro-clinométrique, et de mettre l'accent sur la faible latence et l'exigence de forte précision qui pèse sur ces dispositifs de mesure lorsqu'ils sont employés dans des avions instables. L'objet de l'invention est un nouveau dispositif pour mesurer les différences de pression avec une précision améliorée et un retard de mesure insignifiant, qui ne nécessite pas de sondes protubérantes. Dans le cas général, le mode de 30 réalisation préféré est illustré par la figure 3. Quand il y a un grand nombre de sondes connectées à une soute centrale (24) dans un système, il est possible de se dispenser d'utiliser un diaphragme (22) intégré dans chaque sonde et d'utiliser une système de fuites distinct (26) à la place. Les fuites dans la figure 1 laissent circuler l'air entre la soute utilisée comme moyen de connexion fluidique (7) et la soute de train (21), puis autour de la porte (25) de la soute de train, avec l'extérieur. Les fuites (26) ou les 35 diaphragmes (22) laissent passer un quantité insignifiante de fluide. Dans des conditions d'écoulement établi sur la figure 1 la pression dans la soute (7) et la même quand la pression sur la peau de l'avion près de la porte (25) de la soute de train. Cette pression peut même être plus forte ou plus faible que la pression vue par n'importe quelle sonde de pression du système. Il est évident que si la soute interne (7) était étanche et était forcée de contenir un vide de référence l'invention 2905461 6 fonctionnerait comme un système traditionnel utilisant des capteurs de pression absolue. Un capteur de pression absolue fonctionne comme un capteur de pression différentielle connecté à un vide de référence. L'intérêt de l'invention et d'ajuster continuellement la pression de référence dans la soute (7) de manière à satisfaire deux conditions : ù Être aussi proche que possible de la pression sur la peau. 5 ù Fournir la même pression de référence à chaque sonde du système. De façon à fournir la même pression à chaque sonde, la chute de pression dans les tubes entre la soute (7) et les sondes (20) doit être négligeable. Cela est possible seulement si très peu d'air y circule. Dans le système de la figure 1 qui utilise des fuites (26), l'air peut entrer et sortir desdits tubes à travers la soute (7) quand la masse totale d'air contenu dans le système varie, mais l'ai ne peut pas s'écouler à travers lesdits tubes car il n'y a pas d'ouverture du côté sonde 10 (6,8) des tubes. Dans le système de la figure 3 qui utilise des diaphragmes (22), l'air s'écoule à travers les tubes et les deux diaphragmes (22), mais la chute de pression est concentrée au niveau des diaphragmes (22) et négligeable le long du tube (28), au point qu'il est possible de faire assurer la fonction de mesure assurée par le tube (23) par le tube (28) si l'exigence de précision le permet. Les deux modes de réalisation satisfont donc la seconde condition. L'intérêt d'avoir une pression de référence proche des pressions à mesure découle de la possibilité d'utiliser des 15 capteurs de pression ayant une gamme réduite. Si le système fonctionnait avec un vide de référence, alors à la surface du sol les capteurs de pression différentielle verraient au moins 101325 Pascal de différence de pression. Certaines sondes voient une partie de la pression dynamique et peuvent être exposées à une pression différentielle encore plus forte. Des capteurs ayant une gamme de 140000 Pascal sont communément utilisés dans les systèmes anémo-baroclinométriques pour les avions subsoniques et une gamme de 220000 Pascal est utilisée sur certains avions plus 20 rapides. A l'opposé, si le système fonctionne avec la moyenne des pressions vues par les sondes comme référence, la gamme est au minimum divisée par 2, et peut être divisée par 10 sur un avion furtif dont toutes les sondes exploitent des coefficients de pression proches de la pression statique. Comme la technologie des capteurs est indépendante de la gamme les capteurs sont la même précision relative quelle que soit la gamme. Avec une gamme plus petite les capteurs ont une meilleure précision absolue ainsi la différence de pression est non seulement rapide, mais aussi précise. 25 Si l'avion monte ou descend rapidement la pression statique à l'extérieur décroît ou croît et la masse d'air qui sert de référence de pression décroît ou croît. De ce fait la pression dans la soute (7), dans la mesure où elle est en retard sur les conditions ambiantes en évolution rapide, peut devenir supérieure ou inférieure à la pression vue par n'importe quelle sonde du système. La pression de référence établie dans la soute (7) est en retard sur la pression au niveau de la peau de l'avion. Les capteurs de pression différentielle (5) ont besoin de leur gamme maximale dans ces conditions, 30 mais une gamme trop grande dégraderait leur précision absolue. Permettre des fuites plus importantes au niveau des diaphragmes (22) peut aussi dégrader la précision du système dans des conditions d'écoulement établi si les tubes (23) et (28) sont confondus, car davantage d'air va circuler et pourrait créer des chutes de pression non négligeables dans les tubes. La réduction du retard peut cependant permettre l'utilisation de capteurs ayant une gamme plus réduite et une meilleure précision absolue. Avec le mode de réalisation de la figure 3 et des tubes distincts pour le moyennage des 35 pressions et la mesure, la pression de référence suit sans retard significatif lors d'évolutions verticales rapides. Un système conçu selon l'invention en objet avec des fuites (26) et contenant une importante masse d'air dans les soutes (7) et (21) peut avoir une référence de pression avec plus de retard qu'un système dans lequel la soute (7) est étanche et contenant peu d'air. La chute de pression dans les tubes entre les capteurs de pression différentiels (5, 9) et la soute (7) peut être compensée 40 si le système utilise des tubes distincts pour créer la pression de référence et la mesurer, comme sur la figure 3 : un 2905461 7 premier tube de moyennage (28) communique avec l'extérieur au travers du diaphragme (22) et sert à créer une pression moyenne dans la soute étanche (7), et un second tube de mesure (23) parallèle au premier va de la soute (7) aux capteurs de pression différentiels (5, 9). L'air ne peut pas s'écouler dans ledit second tube excepté quand la pression statique varie, mais les fuites au niveau des diaphragmes (22) peuvent être importantes car la chute de pression dans 5 ledit premier tube (28) n'intervient pas dans le résultat des mesures. Un tel système minimise le retard lors des évolutions verticales rapides, minimise la gamme des capteurs et minimise les chutes de pression parasites. C'est le mode de réalisation préféré dans la mesure où il évite le compromis entre gamme des capteurs et fuites qui conduit à une limitation de la précision des autres modes de réalisation présentés. Quand le système a de nombreux capteurs comme l'avion de la figure 2 les tubes de moyennage (28) ne sont pas nécessaires sur chaque sonde. Deux ou trois 10 tubes de moyennage (28) suffisent pour créer une pression moyenne correcte dans la soute (7). 6. APPLICATIONS INDUSTRIELLES L'invention a des applications immédiates dans le champ de la conception et de la fabrication d'avions furtifs. Elle peut avoir d'autres applications dans l'industrie à chaque fois qu'il est nécessaire de mesurer la différence de pression entre deux points de mesure éloignés dans un ou deux écoulements fluides lorsque la pression absolue est forte comparée à 15 la différence de pression. REVENDICATIONS 1. Un dispositif de mesure de la différence de pression entre deux positions dans des fluides caractérisé par : ù un premier point de mesure de pression dans un fluide, - une première sonde de mesure de pression placée audit premier point de mesure de pression dans un fluide, ù un premier capteur de pression différentiel placé près de ladite première sonde de mesure de pression, ù un premier moyen de connexion reliant ladite première sonde de mesure de pression à une première entrée dudit premier capteur de pression différentiel, sans induire de retard pneumatique significatif, ù un second point de mesure de pression dans un fluide, ù une seconde sonde de mesure de pression placée audit second point de mesure de pression dans un fluide, ù un second capteur de pression différentiel placé près de ladite seconde sonde de mesure de pression, - un second moyen de connection reliant ladite seconde sonde de mesure de pression à une première entrée dudit second capteur de pression différentiel, sans induire de retard pneumatique significatif, - les moyens d'établir une connexion fluidique entre la seconde entrée dudit premier capteur de pression différentiel et la seconde entrée dudit second capteur de pression différentiel en donnant la même pression de référence aux 15 deux capteurs de pression différentiels. 2. Le dispositif revendiqué dans la revendication 1 dans lequel lesdits moyens d'établir une connexion fluidique entre le premier et le second capteur de pression différentiel incluent au moins une soute interne, dédiée ou non, par exemple une soute de train d'atterrissage. 3. Le dispositif revendiqué dans la revendication 1 dans lequel lesdits moyens d'établir une connexion fluidique entre le 20 premier et le second capteur de pression différentiel incluent au moins un tube. 4. Le dispositif revendiqué dans n'importe laquelle des revendications 1 à 3 dans lequel les fluides contenant ledit premier point de mesure de pression et ledit second point de mesure de pression appartiennent au même écoulement. 5. Le dispositif revendiqué dans la revendication 4 dans lequel lesdits moyens d'établir une connexion fluidique entre le premier et le second capteur de pression différentiel sont connectés à une troisième sonde de mesure de pression 25 positionnée dans le même écoulement fluidique. 6. Le dispositif revendiqué dans la revendication 5 dans lequel ladite troisième mesure de pression est toujours intermédiaire entre la pression audit premier point de mesure de pression et la pression audit second point de mesure de pression, dans des conditions d'écoulement établi. 7. Le dispositif revendiqué dans la revendication 4 dans lequel lesdits moyens d'établir une connexion fluidique entre 30 le premier et le second capteur de pression différentiel comprennent : ù un premier diaphragme restreignant l'écoulement du fluide, - un moyen de connecter la première entrée dudit premier capteur de pression différentiel et ladite première sonde de mesure de pression à un premier côté dudit premier diaphragme, ù un moyen de connecter l'autre côté dudit premier diaphragme à la seconde entrée dudit premier capteur de pression 35 différentiel, ù un second diaphragme restreignant l'écoulement du fluide, - un moyen de connecter la première entrée dudit second capteur de pression différentielle and ladite seconde sonde de mesure de pression à un premier côté dudit second diaphragme, - un moyen de connecter l'autre côté dudit second diaphragme à la seconde entrée dudit second capteur de pression 40 différentiel, - un moyen étanche de connecter la seconde entrée dudit premier capteur de pression différentiel et la seconde entrée dudit second capteur de pression différentiel. 8. Le dispositif revendiqué dans la revendication 7 dans lequel ledit premier et/ou second diaphragme est intégré dans 2905461 9 ladite respectivement première et/ou seconde sonde de mesure de pression ou dans ledit respectivement premier et/ou second capteur de pression différentiel. 9. Un véhicule aérien contenant un dispositif revendiqué dans n'importe quelle revendication précédente. 10. Une méthode comprenant les étapes suivantes : 5 ù mesure d'une première différence de pression entre ledit premier point de mesure de pression dans un fluide et ladite référence de pression, - mesure d'une seconde différence de pression entre ladite référence de pression et ledit second point de mesure de pression dans un fluide, - ajout des deux différences de pression pour obtenir la différence de pression entre lesdits premier et second points 10 de mesure de pression.