FR 2922301 A1 20090417 FR 0758233 A 20071011 L'invention concerne un dispositif, un système et un procédé d'estimation de l'angle de dérapage d'un aéronef. Une méthode classique pour estimer l'angle de dérapage d'un aéronef en mouvement dans l'air est d'utiliser des capteurs dédiés qui mesurent localement l'orientation dans un plan horizontal des filets d'air par rapport à l'aéronef, ce qui donne immédiatement accès au dérapage du mouvement relatif de l'aéronef dans l'air à l'endroit de la mesure. Lorsqu'elle est ainsi déterminée localement, l'information de dérapage délivrée par le capteur est usuellement transmise aux différents systèmes de l'aéronef (que ce soient des systèmes d'affichage ou de navigation utilisant cette information) en tant qu'information représentative de l'angle de dérapage de l'ensemble de l'aéronef dans le flux d'air. Il existe toutefois un écart entre l'angle de dérapage mesuré localement et l'angle de dérapage général de l'aéronef du fait notamment de la situation particulière du capteur concerné. L'angle de dérapage de l'avion RA peut par exemple être défini en effet comme l'angle entre l'axe X du fuselage et la direction VA du vol dans la masse d'air en projection dans un plan horizontal lié à l'avion. Afin notamment de remédier à cet inconvénient et d'améliorer par conséquent l'estimation de l'angle de dérapage de l'aéronef, l'invention propose un dispositif d'estimation d'un angle de dérapage d'un aéronef en mouvement dans l'air, caractérisé par des moyens de réception d'un angle de dérapage mesuré présenté localement par l'air par rapport à l'aéronef, et des moyens pour déterminer l'angle de dérapage de l'aéronef en fonction de l'angle mesuré et d'une information d'incidence de l'aéronef. On peut ainsi corriger l'erreur de mesure liée au positionnement du 30 capteur, dont les inventeurs ont remarqué qu'elle dépendait en particulier de l'angle d'incidence de l'aéronef. Selon une première possibilité de réalisation, les moyens pour déterminer l'angle de dérapage de l'aéronef peuvent comprendre des moyens pour multiplier l'angle de dérapage mesuré par un premier facteur dépendant de l'information d'incidence et/ou des moyens pour ajouter un second facteur dépendant de l'information d'incidence. Selon une autre possibilité de réalisation, les moyens pour déterminer l'angle de dérapage de l'aéronef comprennent des moyens pour lire l'angle de dérapage de l'aéronef dans une table de correspondance ayant au moins pour entrées l'angle mesuré et l'information d'incidence. On peut prévoir également dans ce cas des moyens pour sélectionner ladite table de correspondance en fonction d'une information indicative de la configuration des dispositifs sustentateurs de l'aéronef, ce qui permet d'adapter la correction à la configuration aérodynamique de l'aéronef. L'invention propose ainsi également un système d'estimation d'un angle de dérapage d'un aéronef en mouvement dans l'air, avec des moyens de mesure d'un angle de dérapage présenté localement par l'air par rapport à l'aéronef caractérisé par des moyens pour déterminer l'angle de dérapage de l'aéronef en fonction de l'angle mesuré et d'une information d'incidence de l'aéronef. En termes de procédé, l'invention propose un procédé d'estimation d'un angle de dérapage d'un aéronef en mouvement dans l'air, caractérisé par les étapes suivantes : - mesure d'un angle de dérapage présenté localement par l'air par rapport à l'aéronef ; -détermination de l'angle de dérapage de l'aéronef en fonction de l'angle mesuré et d'une information d'incidence de l'aéronef. Ce système et ce procédé peuvent incorporer des caractéristiques 25 optionnelles correspondant à celles envisagées ci-dessus pour le dispositif d'estimation. D'autres caractéristiques et avantages de l'invention apparaîtront mieux à la lecture de la description qui suit, faite en référence aux dessins annexés dans lesquels : 30 - la figure 1 représente un système d'estimation d'un angle de dérapage réalisé conformément aux enseignements de l'invention ; - la figure 2 représente la partie avant d'un avion incorporant des sondes de dérapage. Le système de la figure 1 comprend un capteur ou sonde de dérapage 2 qui délivre une mesure d'un angle de dérapage local R, représentant l'orientation du flux d'air au niveau du capteur (par rapport à une référence fixe liée à l'aéronef). Une telle sonde de dérapage est par exemple du type "girouette", c'est- à-dire formée d'une ailette montée sur un pivot de manière à se positionner dans l'écoulement local d'air au droit de la sonde, parallèlement au flux d'air à cet endroit. On a représenté à titre d'exemple à la figure 2 le positionnement d'une sonde de dérapage 2 à la surface du fuselage, dans la partie avant d'un aéronef (ici un avion) 20, précisément dans la région située à l'avant du cockpit 22 (le terme "avant' étant compris de manière classique, c'est-à-dire vers le nez 26 de l'avion, dans la direction X également illustrée sur la figure 2). L'angle de dérapage mesuré R, est ainsi l'angle formé localement entre l'orientation du vecteur vitesse de l'écoulement de l'air au droit de la sonde Fi et la direction X en projection dans un plan horizontal. D'autres sondes de dérapage peuvent être prévues à la surface du fuselage de l'avion, comme par exemple des sondes 2',2" visibles en figure 2, dans un but de redondance. Les signaux mesurés par chacune des sondes de dérapage peuvent subir le traitement décrit ci-après à propos de la sonde de dérapage 2. En variante, les signaux issus de deux ou plusieurs sondes de dérapage peuvent être combinés afin d'en déduire un signal moyen, qui subira le traitement décrit ci-dessous. Le système présenté à la figure 1 comprend également un dispositif 4 de détermination de l'angle d'incidence a de l'aéronef. Un tel dispositif inclut par exemple une sonde d'incidence (éventuellement de type girouette). On rappelle que l'angle d'incidence a est l'angle formé, en projection dans un plan vertical, entre l'axe X du fuselage et la direction VA du vol dans la masse d'air. L'information de dérapage local R, émise par la sonde de dérapage 2 (ou en variante par un ensemble de sondes de dérapage comme déjà mentionné) et l'angle d'incidence a déterminé par le dispositif 4 sont transmis à un module de correction de dérapage 10 qui génère, sur la base de ces informations, une information Re représentative de l'angle de dérapage estimé pour l'ensemble de l'avion 20 (ci-après "dérapage avion") selon des modalités qui vont être décrites à présent. On rappelle ici que cet angle de dérapage est l'angle formé, dans un plan horizontal, entre le vecteur vitesse de l'avion dans l'air et une référence liée à l'avion. Dans un premier mode de réalisation, le module de correction 10 mémorise une pluralité de tables de correspondance. Chaque table de correspondance contient un ensemble de valeurs de l'angle de dérapage estimé Re associées chacune à des valeurs particulières de l'angle de dérapage local R, et de l'angle d'incidence a (qui constituent donc les entrées de la table de correspondance). Chaque table de correspondance est par ailleurs associée à des conditions particulières de configuration des dispositifs sustentateurs (du type becs et volets), ce qui permet d'adapter la correction de l'angle de dérapage en fonction de la configuration aérodynamique de l'avion 20 (cette configuration ayant un effet sur la différence existant entre l'angle de dérapage local mesuré R, et l'angle de dérapage de l'ensemble de l'avion que l'on cherche à estimer). Ainsi, le module de correction 10 sélectionne une table de correspondance en fonction de l'information de configuration CONFIG représentative de la position des dispositifs hypersustentateurs 6 et lit, dans la table de correspondance sélectionnée, la valeur estimée de l'angle de dérapage avion Re associée aux valeurs d'angle de dérapage local R, et d'angle d'incidence a que le module 10 reçoit respectivement de la sonde de dérapage 2 et du dispositif de détermination de l'angle d'incidence 4. L'angle de dérapage avion estimé Re est alors transmise aux différents systèmes de l'avion utilisant cette information, à savoir par exemple un indicateur de l'angle de dérapage pour l'équipage, les calculateurs de commandes de vol, le pilote automatique, etc. Le module de correction 10 peut, comme le dispositif de détermination de l'angle d'incidence 4, être réalisé sous forme d'un processeur exécutant un programme permettant la mise en oeuvre des fonctionnalités qui viennent d'être exposées, et notamment la lecture des données dans des tables de correspondance mémorisées dans une mémoire associée à ce processeur. Un tel système peut être intégré au sein du calculateur des données "air" qui équipe l'avion 20, communément dénommé par l'appellation ADC (pour "Air Data Computer"). Les tables de correspondance mentionnées ci-dessus sont par exemple renseignées lors d'essais en vol avec un appareil dédié qui comporte d'autres sondes de mesure de l'angle de dérapage (afin d'avoir une représentation précise du dérapage de l'avion). Cette étape correspond à une calibration des tables de correspondance qui peuvent alors être utilisées en série pour tous les appareils du même type. Selon un second mode de réalisation envisageable, le module de correction 10 peut déterminer l'angle de dérapage avion estimé Re en fonction de l'angle d'incidence a de l'avion et de l'angle de dérapage local mesuré pl au moyen d'une formule modélisant la correction à apporter, par exemple du type : Re =031 +Z)K+I, avecK=Aa 2 +B.a +C I=Dal+Ea+F, où Z permet une correction du calage angulaire de la sonde de dérapage 2 si nécessaire, par exemple afin d'éviter que celle-ci n'arrive en butée (si la sonde possède une telle butée) dans la plage des angles de dérapage locaux considérés, et A, B, C, D, E, F sont des paramètres qui peuvent éventuellement dépendre de l'angle de dérapage local R, (ce qui permet de faire influer également l'angle de dérapage sur l'amplitude de la correction). Les changements de braquage des dispositifs hypersustentateurs peuvent être gérés en utilisant par exemple une table de correspondance contenant de tels paramètres pour chaque braquage. Les valeurs des coefficients A, B, C, D, E, F dépendent de la localisation du capteur de dérapage. On peut rencontrer par exemple les ordres de grandeur suivants : A ù 10-3, Bù10-2,Cù10-1, Dù10-3, Eù10-1, F ù 1. Les exemples qui précèdent ne sont que des modes possibles de mise 30 en oeuvre de l'invention, qui ne s'y limite pas. REVENDICATIONS 1. Dispositif d'estimation d'un angle de dérapage (Re) d'un aéronef en 5 mouvement dans l'air, caractérisé par des moyens de réception d'un angle de dérapage mesuré (pi) présenté localement par l'air par rapport à l'aéronef, et des moyens (10) pour déterminer l'angle de dérapage (Re) de l'aéronef en fonction de l'angle mesuré (pi) et d'une information d'incidence (a) de l'aéronef. 10 2. Dispositif selon la revendication 1, caractérisé en ce que les moyens pour déterminer l'angle de dérapage (Re) de l'aéronef comprennent des moyens pour multiplier l'angle mesuré (pi) par un premier facteur dépendant de l'information d'incidence (a). 3. Dispositif selon la revendication 1 ou 2, caractérisé en ce que les moyens pour déterminer l'angle de dérapage (Re) de l'aéronef comprennent des moyens pour ajouter un second facteur dépendant de l'information d'incidence (a). 20 4. Dispositif selon la revendication 1, caractérisé en ce que les moyens pour déterminer l'angle de dérapage (Re) de l'aéronef comprennent des moyens pour lire l'angle de dérapage (Re) de l'aéronef dans une table de correspondance ayant au moins pour entrées l'angle mesuré (pi) et l'information d'incidence (a). 25 5. Dispositif selon la revendication 4, caractérisé par des moyens pour sélectionner ladite table de correspondance en fonction d'une information (CONFIG) indicative de la configuration des dispositifs sustentateurs de l'aéronef. 6. Procédé d'estimation d'un angle de dérapage (Re) d'un aéronef en 30 mouvement dans l'air, caractérisé par les étapes suivantes : - mesure d'un angle de dérapage (pi) présenté localement par l'air par rapport à l'aéronef ; 15 - détermination de l'angle de dérapage (Re) de l'aéronef en fonction de l'angle mesuré (pi) et d'une information d'incidence (a) de l'aéronef. 7. Procédé selon la revendication 6, caractérisé en ce que l'étape de détermination de l'angle de dérapage (Re) de l'aéronef inclut une multiplication de l'angle mesurée (pi) par un premier facteur dépendant de l'information d'incidence (a). 8. Procédé selon la revendication 6 ou 7, caractérisé en ce que l'étape 10 de détermination de l'angle de dérapage (Re) de l'aéronef inclut une addition d'un second facteur dépendant de l'information d'incidence (a). 9. Procédé selon la revendication 6, caractérisé en ce que l'étape de détermination de l'angle de dérapage (Re) de l'aéronef inclut une lecture de l'angle 15 de dérapage (Re) de l'aéronef dans une table de correspondance ayant au moins pour entrées l'angle mesuré (pi) et l'information d'incidence (a). 10. Procédé selon la revendication 9, caractérisé par une étape de sélection de ladite table de correspondance en fonction d'une information 20 (CONFIG) indicative de la configuration des dispositifs sustentateurs de l'aéronef.