FR 2900126 A1 20071026 FR 0603527 A 20060421 La présente invention concerne un procédé et un dispositif de pilotage d'un aéronef à l'atterrissage, ledit aéronef étant pourvu de spoilers, dont au moins l'un, de préférence le plus extérieur, est en position dé-ployée sur chaque aile, dans le but d'éliminer les tourbillons de sillage (wake vortex) engendrés par ledit aéronef. On sait qu'un aéronef engendre derrière lui des tourbillons de sillage constituant un risque, ou à tout le moins une gêne, pour un aéronef suiveur, du fait des fortes perturbations que ces tourbillons de sillage produisent dans l'écoulement aérodynamique. Aussi, pour réduire de tels risques, il est usuel d'imposer une distance réglementaire de séparation entre deux aéronefs, dont l'un suit l'autre, ce qui ralentit fortement le trafic aérien au voisinage des aéroports. Afin de tenter d'améliorer cette situation et de réduire le plus possible ladite distance réglementaire de séparation, on a déjà proposé de 15 nombreux procédés pour dissiper au plus vite les tourbillons de sillage, certains de ces procédés consistant à créer à l'aide des surfaces aérodynamiques de l'aéronef des écoulements turbulents aptes à accélérer la destruction des tourbillons de sillage qu'il engendre. Par exemple, le document WO-99/00297 décrit un tel procédé mettant en oeuvre, entre au- 20 tres, le déploiement des spoilers. Du fait de leur implantation dans l'extrados des ailes des aéronefs, les spoilers sont particulièrement efficaces, en position déployée, pour engendrer des écoulements turbulents aptes à contrecarrer les tourbillons de sillage. Il existe donc un avantage certain à les utiliser. Cependant, une 25 telle efficacité anti-tourbillons de sillage s'accompagne d'une augmenta- 2 tion importante de la traînée de l'aéronef, ce qui limite fortement les possibilités d'utilisation des spoilers pour détruire les tourbillons de sillage. De plus, lorsque l'aéronef est en phase d'approche et d'atterrissage, avec une portance maximale, le fait de déployer au moins un spoiler sur chaque aile de façon symétrique, va réduire le coefficient de portance maximale de l'aéronef et donc entraîner une augmentation de la vitesse d'approche et de l'énergie de l'aéronef à l'atterrissage. Cette augmentation d'énergie, qui peut s'élever jusqu'à 10%, entraînera donc, à son tour, une augmentation de la longueur de piste d'atterrissage nécessaire pour permettre l'arrêt complet dudit aéronef. La présente invention a pour objet de remédier à ces inconvénients en permettant d'utiliser l'efficacité des spoilers à contrer les tourbillons de sillage. A cette fin, selon l'invention, le procédé pour le pilotage, à l'approche et à l'atterrissage, d'un aéronef comportant deux ailes symétriques pourvues : de surfaces aérodynamiques d'hypersustentation déployables et rétractables, aptes à conférer auxdites ailes soit une configuration lisse, soit au moins une configuration hypersustentée ; et de spoilers déployables et rétractables, procédé selon lequel on déploie de façon symétrique au moins deux spoilers symétriques respectivement portés par lesdites ailes pour contrecarrer les tourbillons de sillage engendrés par ledit aéronef, est remarquable en ce que : û lesdits spoilers sont automatiquement commandés au déploiement lors-que lesdites surfaces aérodynamiques d'hypersustentation sont elles-mêmes comrnandées au déploiement pour conférer auxdites ailes une configuration hypersustentée d'approche et d'atterrissage ; et 3 lesdits spoilers ainsi déployés sont commandés automatiquement à la rétraction lorsqu'au moins l'une des trois conditions suivantes est réalisée : • l'incidence de l'aéronef est égale ou supérieure à un seuil d'inci- dence ; • la vitesse de l'aéronef est égale ou inférieure à un seuil de vitesse ; et • l'aéronef amorce une manoeuvre de redécollage. Ainsi, selon l'invention, puisque le déploiement des spoilers est prévu en concomitance avec celui des surfaces aérodynamiques d'hypersustentation, l'incidence de décrochage et la vitesse de décrochage de l'aéronef devraient être déterminées en tenant compte du déploiement desdits spoilers. Toutefois, grâce à la rétraction automatique des spoilers prévue par l'invention, la configuration des ailes de l'aéronef peut changer assez vite, de sorte que, en pratique, l'incidence de décrochage et la vitesse de décrochage peuvent être déterminées avec la configuration atteinte à la fin de la rétraction automatique des spoilers. Bien entendu, il est nécessaire de choisir de façon appropriée ledit seuil d'incidence et ledit seuil de vitesse. Ledit seuil d'incidence doit être suffisamment faible pour permettre aux spoilers déployés de se rétracter avant que l'incidence de décrochage ne soit atteinte. Pour ce faire, ledit seuil d'incidence peut être inférieur à l'incidence de décrochage avec spoilers rétractés, diminuée d'une marge de sécurité en incidence qui dépend de la durée de la rétraction desdits spoilers et qui est égale à quelques degrés, par exemple de l'ordre de 4 . Cependant, ledit seuil d'incidence doit être suffisamment grand pour que, dans le cadre de l'utilisation normale de l'aéronef, la rétraction des spoilers ne puisse être activée. Dans ce but, ledit seuil d'incidence doit être supé- 4 rieur à l'incidence permettant à l'aéronef d'effectuer au moins un virage à 40 , lorsque ledit aéronef est à sa vitesse d'approche. De même, ledit seuil de vitesse doit être, à la fois, suffisamment faible et suffisamment grand. De façon symétrique à ce qui a été dit ci- dessus pour ledit seuil d'incidence, ledit seuil de vitesse doit être supérieur à la vitesse de décrochage avec spoilers rétractés augmentée d'une marge de sécurité en vitesse dépendant de la durée de rétraction desdits spoilers et inférieur à la vitesse d'approche et ce avec une marge d'au moins 10 à 15 kts. Pour dynamiser les comparaisons avec lesdits seuils, il est avanta- geux que : l'on détermine la position de l'incidence a par rapport audit seuil d'incidence as en comparant l'expression a+K1 .q audit seuil as, K1 étant un coefficient constant positif et q étant la vitesse de tangage dudit aéro- nef (c'est-à-dire la dérivée de l'incidence par rapport au temps) ; et l'on détermine la position de la vitesse Vc de l'aéronef par rapport audit seuil de vitesse Vs en comparant l'expression Vc + K2. dVc/dt dudit seuil Vs, K2 étant un coefficient constant positif et dVc/dt l'accélération du-dit aéronef. La condition de rétraction automatique des spoilers relative à une possibilité de redécollage est bien entendu destinée à éliminer le problème que constituerait l'accroissement de traînée dans une telle phase. Une manoeuvre de redécollage peut être détectée à partir des manettes de gaz des moteurs de l'aéronef ou d'une mise en poussée automatique au ni- veau "redécollage" (go around). On constatera que, le déploiement et la rétraction des spoilers étant automatiques, aucune charge supplémentaire n'est imposée au pi-lote de l'aéronef par la mise en oeuvre de la présente invention. Afin d'éviter que la rétraction des spoilers puisse se produire près du sol, on peut augmenter ledit seuil d'incidence et diminuer ledit seuil de vitesse en dessous d'un seuil d'altitude, par exemple de l'ordre de 15 mètres. 5 Pour la mise en oeuvre du procédé conforme à la présente invention, on peut utiliser un dispositif comportant des moyens pour la commande du déploiement desdits spoilers qui sont couplés avec le dé-ploiement des surfaces aérodynamiques d'hypersustentation, ledit dispositif comportant de plus : des premiers moyens de comparaison pour comparer ladite incidence a audit seuil d'incidence as ; des seconds moyens de comparaison pour comparer ladite vitesse Vc audit seuil de vitesse Vs ; des moyens logiques de type OU recevant les résultats des comparai- sons effectuées par lesdits premiers et seconds moyens de comparai-son, ainsi qu'une information représentative d'une manoeuvre de redécollage ; et des moyens d'interruption disposés entre les spoilers et leurs moyens de commande, lesdits moyens d'interruption étant commandés par les- dits moyens logiques de type OU. 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 une vue en perspective d'un avion civil gros por- teur. La figure 2 est un schéma synoptique illustrant un mode de mise en oeuvre de la présente invention. La figure 3 est un diagramme illustrant la variation de portance de l'avion, à la rétraction des spoilers. 6 L'avion civil gros porteur 1, montré schématiquement sur la figure 1, comporte un fuselage 2 de part et d'autre duquel sont disposées deux ailes 3G et 3D, symétriques en tous points. Entre autres surfaces aérodynamiques, chaque aile 3G, 3D com- porte des becs hypersustentateurs de bord d'attaque 4G, 4D, des volets hypersustentateurs de bord de fuite 5G, 5D et des spoilers 6G, 6D. Avec le schéma synoptique de la figure 2, on a illustré schématiquement la commande des spoilers 6G, 6D ùou à tout le moins de certains d'entre euxù conformément à la présente invention. La commande représentée par le schéma synoptique de la figure 2 comporte un dispositif 10 apte à engendrer un ordre de déploiement Sext, pour communiquer à au moins certains des spoilers 6G, 6D une position déployée susceptible de contrecarrer les tourbillons de sillage engendrés par l'avion 1. Afin de pouvoir engendrer l'ordre Sext approprié à contrecar-rer les tourbillons de sillage actuels, le dispositif 10 reçoit une information Il), représentative de la phase de vol en cours, et une information CFG, représentative de la configuration hypersustentée actuelle résultant des positions des becs 4G, 4D et des volets 5G, 5D. De plus, afin de pouvoir tenir compte, de façon dynamique, de l'incidence a actuelle de l'avion sur la valeur à donner à l'ordre Sext, le dispositif 10 reçoit une information d'incidence a+K1.q, expression dans laquelle K1 est un coefficient cons-tant positif et q la vitesse de tangage de l'avion 1. Ainsi, l'ordre Sext peut varier progressivement en fonction de l'incidence de l'avion 1. Enfin, afin de n'engendrer l'ordre Sext que là où cela est vraiment nécessaire (voisi- nage des aéroports) pour les avions suiveurs et non pas en croisière par exemple, le dispositif 10 reçoit l'information RA d'altitude radiométrique. Selon une particularité de la présente invention, le dispositif 10 engendre un ordre Sext dès qu'il reçoit l'information CFG, lui indiquant le déploiement des becs 4G, 4D et/ou des volets 5G, 5D. 7 La sortie du dispositif 10, sur laquelle apparaît l'ordre 8ext, peut être reliée, par l'intermédiaire d'un interrupteur 11 et d'un filtre 12, à un additionneur 13 de signaux de commande pour des spoilers 6G, 6D. En plus de l'ordre 8ext, l'additionneur 13 reçoit plusieurs ordres 14 correspondant par exemple respectivement à des commandes de l'avion 1 en roulis, en lacet, en aérofreinage, ... La commande de l'interrupteur 11 est effectuée par un signal apparaissant à la sortie d'une porte logique 15, de type ET. L'une des entrées de la porte 15 est alimentée par la sortie d'une porte logique 16, de type OU, recevant à ses entrées des informations 17 représentatives des différents états de configurations conférées aux ailes 3G, 3D par les becs 4G, 4D et les volets 5G, 5D. L'autre entrée de la porte 15 est reliée, par l'intermédiaire d'un inverseur 18, à la sortie d'une porte logique 19, de type OU. A ses entrées, la porte logique 19 reçoit : le résultat de la comparaison, dans un comparateur 20, entre l'expression a+K1 .q et un seuil d'incidence as ; le résultat de la comparaison, dans un comparateur 21, entre l'expression Vc + K2.dVc/dt et un seuil de vitesse Vs, Vc étant la vitesse ac- tuelle de l'avion 1, K2 un coefficient positif constant et dVc/dt l'accélé- ration actuelle dudit avion ; - une information GA, représentative au moins du fait que l'avion 1 amorce une opération de redécollage, après avoir tenté d'atterrir, cette information GA étant éventuellement de plus représentative de la panne d'au moins l'un des moteurs de l'avion 1 ; et - une information TO, représentative au moins du fait que l'avion 1 tente une opération de décollage et éventuellement du fait supplémentaire que l'un des moteurs de l'avion 1 est en panne. Ainsi, de ce qui précède, on comprendra aisément que : 8 - les spoilers 6G, 6D (ou certains d'entre eux) sont automatiquement commandés au déploiement lorsque les becs 4G, 4D et/ou les volets 5G, 5D sont eux-mêmes commandés au déploiement ; et - les spoilers 6G, 6D ainsi automatiquement déployés sont commandés automatiquement à la rétraction lorsque : • l'incidence a est égale ou supérieure au seuil as, ou • la vitesse Vc est égale ou inférieure au seuil Vs, ou • une manoeuvre de redécollage est en cours, ou • une manoeuvre de décollage est en cours. 1 o En effet, lorsque l'une au moins de ces quatre conditions existe, la porte OU 19 émet un signal, qui est inversé par l'inverseur 18 de sorte que la porte ET 15 n'est pas passante et ouvre l'interrupteur Il, inter-rompant la liaison entre le dispositif de commande 10 et les spoilers 6G, 6D, ce qui commande les spoilers 6G, 6D à la rétraction. 15 Au contraire, en l'absence de ces quatre conditions, la porte ET 15 est passante et ferme l'interrupteur Il, de sorte que les spoilers 6G, 6D peuvent être commandés au déploiement par le dispositif de commande 10. Sur le diagramme de la figure 3, la courbe 22 représente la varia- 20 tion de la portance P de l'avion 1 en fonction de l'incidence a, lorsque les becs 4G, 4D, les volets 5G, 5D et les spoilers 6G, 6D sont déployés (in- terrupteur 11 fermé). Si l'interrupteur 11 s'ouvre, les spoilers 6G, 6D se rétractent, de sorte que la portance de l'avion 1 passe de la courbe 22 à une courbe 23 25 supérieure, par la transition 24. Le filtre 12 permet une transition 24 sans à-coup. REVENDICATIONS 1. Procédé pour le pilotage, à l'approche et à l'atterrissage, d'un aéronef (1) comportant deux ailes symétriques (3G, 3D) pourvues : de surfaces aérodynamiques d'hypersustentation déployables et rétractables (4G, 4D ; 5G, 5D), aptes à conférer auxdites ailes soit une configuration lisse, soit au moins une configuration hypersustentée ; et de spoilers (6G, 6D) déployables et rétractables, procédé selon lequel on déploie de façon symétrique au moins deux spoilers symétriques respectivement portés par lesdites ailes pour contrecarrer les tourbillons de sillage engendrés par ledit aéronef, caractérisé en ce que : lesdits spoilers (6G, 6D) sont automatiquement commandés au déploie-ment lorsque lesdites surfaces aérodynamiques d'hypersustentation (4G, 4D ; 5G, 5D) sont elles-mêmes commandées au déploiement pour conférer auxdites ailes (3G, 3D) une configuration hypersustentée d'approche et d'atterrissage ; et lesdits spoilers (6G, 6D) ainsi déployés sont commandés automatique-ment à la rétraction lorsqu'au moins l'une des trois conditions suivantes est réalisée : • l'incidence (a) de l'aéronef (1) est égale ou supérieure à un seuil d'incidence (as) ; ^ la vitesse (Vc) de l'aéronef (1) est égale ou inférieure à un seuil de vitesse (Vs) ; et • l'aéronef (1) amorce une manoeuvre de redécollage. 2. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce que ledit seuil d'incidence (as) est inférieur à l'incidence de décrochage avec spoilers rétractés diminuée d'une marge de sécurité et supérieur à l'incidence permettant à l'aéronef d'effectuer au moins un virage de 40 , lorsque ledit aéronef est à sa vitesse d'approche. 10 3. Procédé selon la revendication 2, caractérisé en ce que ladite marge de sécurité en incidence dépend de la durée de la rétraction desdits spoilers. 4. Procédé selon l'une des revendications 1 à 3, caractérisé en ce que ledit seuil de vitesse (Vs) est supérieur à la vitesse de décrochage avec spoilers rétractés augmentée d'une marge de sécurité et inférieur à la vitesse d'approche et ce avec une marge d'au moins 10 à 15 kts. 5. Procédé selon la revendication 4, 1 o caractérisé en ce que ladite marge de sécurité en vitesse dépend de la du- rée de la rétraction desdits spoilers. 6. Procédé selon l'une des revendications 1 à 5, caractérisé en ce qu'on détermine la position de l'incidence a par rapport audit seuil d'incidence as en comparant l'expression a+K1 .q audit seuil 15 as, K1 étant un coefficient constant positif et q étant la vitesse de tan- gage dudit aéronef. 7. Procédé selon l'une des revendications 1 à 6, caractérisé en ce qu'on détermine la position de la vitesse Vc de l'aéronef par rapport audit seuil de vitesse Vs en comparant l'expression 20 Vc + K2.dVc/dt dudit seuil Vs, K2 étant un coefficient constant positif et dVc/dt l'accélération dudit aéronef. 8. Procédé selon l'une des revendications 1 à 7, caractérisé en ce que, en dessous d'un seuil d'altitude, on augmente ledit seuil d'incidence et on diminue ledit seuil de vitesse. 25 9. Dispositif pour la mise en oeuvre du procédé selon l'une quel-conque des revendications 1 à 8, comportant des moyens (10) pour la commande du déploiement desdits spoilers pour contrecarrer lesdits tour-billons de sillage, 11 caractérisé en ce que lesdits moyens (10) pour la commande du déploie-ment desdits spoilers sont couplés avec le déploiement des surfaces aérodynamiques d'hypersustentation et en ce que ledit dispositif comporte de plus : des premiers moyens de comparaison (20) pour comparer ladite incidence a audit seuil d'incidence as ; des seconds moyens de comparaison (21) pour comparer ladite vitesse Vc audit seuil de vitesse Vs ; des moyens logiques (19) de type OU recevant les résultats des comparaisons effectuées par lesdits premiers et seconds moyens de comparaison (11, 12), ainsi qu'une information (GA) représentative d'une manoeuvre de redécollage ; et des moyens d'interruption (11) disposés entre lesdits moyens de commande (10) et lesdits spoilers (6G, 6D), lesdits moyens d'interrup- tion (Il) étant commandés par lesdits moyens logiques (19). 10. Aéronef mettant en oeuvre le procédé spécifié sous l'une quel- conque des revendications 1 à 9.