FR 2930758 A1 20091106 FR 0802428 A 20080430 La présente invention concerne un procédé et un dispositif pour corriger, en vol, la dissymétrie latérale d'un aéronef. On sait que, par construction, un aéronef ne peut être parfaite-ment symétrique par rapport à son plan vertical médian et qu'il présente une dissymétrie latérale qui, bien que faible et sans danger pour la sécurité, présente des inconvénients comme on le verra ci-après. De plus, on sait qu'une telle dissymétrie latérale de construction se traduit en vol principalement par une dissymétrie en roulis, liée à l'envergure importante des ailes. 1 o Une telle dissymétrie en roulis peut être compensée par réglage différentiel de surfaces aérodynamiques de l'aéronef, telles que les volets hypersustentateurs, ou par installation d'un déflecteur (�wedge�) sur l'une des ailes. Cependant, ces procédés de compensation présentent plusieurs inconvénients : 15 pour pouvoir être corrigée, la dissymétrie doit d'abord être mesurée en vol, puis, après application de la modification, la correction doit être vérifiée également en vol : ces procédés demandent donc du temps de vol ; ces procédés demandent également de la mise au point sur aéronef 20 après la sortie de chaîne de fabrication ; la correction appliquée sur les aéronefs est définitive : si pour une rai-son ou une autre, la dissymétrie évolue dans le temps (modification du chargement ou de l'aménagement, chantier sur la voilure ...), alors la correction appliquée n'est plus adaptée ; û si la dissymétrie constatée en vol n'est pas d'origine aérodynamique, alors un avion aérodynamiquement symétrique se retrouve aérodynamiquement dissymétrique après correction. Puisque, de façon évidente, la dissymétrie en roulis d'un aéronef se traduit, en vol, par une inclinaison latérale de celui-ci, on peut, pour éviter les inconvénients des procédés connus rappelés ci-dessus, envisager de commander les gouvernes de gauchissement (les ailerons) pour annuler ladite inclinaison latérale. Toutefois, dans ce cas, lesdites gouvernes de gauchissement sont braquées par rapport à leur position aérodynami- quement neutre, de sorte qu'elles engendrent une certaine augmentation de la traînée et que les performances de l'aéronef sont dégradées. Ainsi, il est alors nécessaire de choisir entre le confort des passagers (inclinaison latérale nulle) et les performances de l'aéronef. La présente invention a pour objet de remédier à tous les inconvé- nients mentionnés ci-dessus. A cette fin, selon l'invention,. le procédé pour corriger, en vol, la dissymétrie latérale d'un aéronef comportant : un fuselage, une aile gauche et une aile droite, opposées par rapport audit fuselage et enfermant chacune au moins un réservoir de carburant, et un pilote automatique, est remarquable en ce que, lorsque ledit aéronef est en vol de croisière rectiligne et uniforme, on transfère du carburant depuis un réservoir appartenant à une aile jusqu'à un réservoir appartenant à l'autre desdites ailes sous la commande dudit pilote automatique détectant l'inclinaison en rou- lis dudit aéronef qui résulte de ladite dissymétrie latérale de celui-ci. On remarquera que ladite dissymétrie de l'aéronef engendre un moment aérodynamique qui est fonction de l'altitude (par la pression statique) et du nombre de Mach. La masse de carburant transférée d'une aile à l'autre sous la commande du pilote automatique crée un moment dont l'amplitude est fonction de la distance, à l'axe longitudinal de l'aéronef, du réservoir de réception de ladite masse de carburant et qui est destiné à équilibrer le moment du à la dissymétrie. Ainsi, ladite masse de carburant transférée est une fonction, non seulement de ladite distance du réservoir de réception, mais encore de l'altitude et du nombre de Mach. Il en résulte donc que la masse de carburant transférée est automatiquement adaptée, en temps réel, au point de vol de l'aéronef : la correction de la dissymétrie de l'aéronef s'adapte donc aux conditions ré- elles de vol et ne nécessite aucun réglage fixe sur ledit aéronef. On remarquera de plus qu'il n'est pas nécessaire que ledit pilote automatique connaisse la masse de carburant à transférer d'une aile à l'autre. II suffit que le transfert se poursuive tant que la dissymétrie n'a pas disparu ou tant qu'elle n'est pas, passée en dessous d'un seuil prédé- terminé. Dans le cas où le pilote automatique est conçu pour émettre un ordre de roulis destiné à être adressé aux ailerons de l'aéronef pour annuler l'inclinaison en roulis résultant de la dissymétrie latérale de l'aéronef, le transfert de carburant est réalisé sous le contrôle dudit ordre de roulis, le transfert de carburant étant effectué d'un réservoir de l'aile droite vers un réservoir de l'aile gauche si ledit ordre de roulis est à gauche et, inverse-ment, d'un réservoir de l'aile gauche vers un réservoir de l'aile droite si ledit ordre de roulis est à droite. En revanche, lorsque le pilote automatique émet un signal repré- sentatif de ladite inclinaison en roulis résultant de la dissymétrie latérale de l'aéronef, le transfert de carburant est réalisé sous le contrôle dudit signal représentatif de ladite inclinaison en roulis, le transfert de carburant étant effectué d'un réservoir de l'aile droite vers un réservoir de l'aile gauche si ladite inclinaison en roulis est vers la droite et, inversement, d'un réservoir de l'aile gauche vers un réservoir de l'aile droite si ladite inclinai-son en roulis est vers la gauche. On remarquera qu'il est usuel que les aéronefs comportent un système de communication commandé entre le ou les réservoirs d'une des ailes et le ou les réservoirs de l'autre desdites ailes, ainsi qu'un dispositif pour la commande dudit système cle communication. Dans un tel cas, pour mettre en oeuvre la présente invention, on établit une liaison de commande entre le pilote automatique et le dispositif de commande du système de communication entre réservoirs, ladite liaison de commande n'étant passante que lorsque ledit aéronef est en vol de croisière rectiligne et uniforme. 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 élévation d'un avion gros porteur repo- sant sur le sol. La figure 2 est une vue de dessus de l'avion gros porteur de la figure 1, sur laquelle le contour dudit avion est représenté en pointillés, alors que les réservoirs d'ailes de celui-ci sont représentés en traits pleins. La figure 3 illustre la présente invention sous la forme d'un schéma synoptique. L'avion gros porteur 1, représenté schématiquement sur les figures 1 et 2, comporte un fuselage 2 d'axe longitudinal L-L, une aile gauche 3G et une aile droite 3D, lesdites ailes étant opposées par rapport au fuselage 2. Chaque aile 3G, 3D porte un moteur interne 4G, 4D et un moteur ex-terne 5G, 5D. Le fuselage 2 comporte de plus un empennage horizontal arrière comprenant un plan gauche 6G et un plan droit 6D, opposés par rapport audit fuselage. Comme cela est montré sur la figure 2, l'avion 1 comporte une pluralité de réservoirs de carburant, à savoir : û un réservoir central 7, prévu dans le fuselage 2 dans la partie avant entre les deux ailes 3G et 3D ; û deux réservoirs 8G et 8D ; û deux réservoirs internes 9G et 9D û deux réservoirs intermédiaires 10G et 10D ; - deux réservoirs externes 11G et 1 'I D ; et û deux réservoirs d'évent 12G et 12D. Les réservoirs 8G à 12G sont disposés dans l'aile gauche 3G, tan-dis que les réservoirs 8D à 12D sont logés dans l'aile droite 3D. De plus, les réservoirs 8G à 12G sont deux à deux respectivement opposés aux réservoirs 8D à 12D par rapport au fuselage 2. Dans les plans 6G et 6D de l'empennage horizontal arrière peuvent également être disposés des réservoirs de carburant (non représentés). Comme l'illustre schématiquement la figure 3, chaque réservoir 8G, 9G, 10G et 11G de l'aile gauche 3G peut être mis en communication fluide avec chaque réservoir 8D, 9D,, 10D et 1 1 D de l'aile droite 3D par l'intermédiaire d'un système de vanne 14, disposé entre lesdites ailes, et de pompes 15G à 18G et 15D à 18D,, respectivement associées aux réservoirs8Gà 11Get8Dà 11D. Un dispositif 19 permet de commander le système de vanne 14 à l'ouverture et à la fermeture et chacune des pompes 15G à 18G et 15D à 18D au fonctionnement et à l'arrêt. Le dispositif de commande 19 est lui-même commandé par une sortie 20 du pilote automatique 21 de l'aéronef 1, par l'intermédiaire d'un interrupteur 22 (qui peut être de nature purement logicielle), dont l'état est commandé par un dispositif logique 23. Le dispositif logique 23 ferme l'interrupteur 22 en établissant la liaison entre le pilote automatique 21 et le dispositif de commande 19 uniquement lorsque l'avion 1 est en vol de croisière rectiligne et uniforme, c'est-à-dire lorsqu'il se trouve à l'altitude croisière avec un nombre de Mach correspondant à la croisière, qu'aucun virage n'est commandé et qu'il n'y a aucune turbulence. En dehors de ces conditions, le dispositif logique 23 ouvre ledit interrupteur 22 en isolant le dispositif de commande 19 du pilote automatique 21. A la sortie 20 du pilote automatique 21 apparaît un signal lié à l'inclinaison en roulis dudit aéronef. Un tel signal peut être seulement représentatif de ladite inclinaison ou bien correspondre à un ordre de roulis tendant à annuler ladite inclinaison. Dans le premier cas où le signal est une simple mesure de l'inclinaison en roulis, et lorsque l'interrupteur 22 est passant, le dispositif de commande 19 commande le système de vanne 14 et les pompes 15G à 18G et 15D à 18D pour qu'ait lieu, jusqu'à ce que ladite mesure d'inclinaison en roulis soit nulle, ou inférieure à un seuil prédéterminé, un transfert de carburant d'un réservoir 8D à 1 1 D de l'aile droite 3D vers un réservoir 8G à 11G de l'aile gauche 3G, si ladite inclinaison en roulis est vers la droite, et, inversement, d'un réservoir 8G à 11G de l'aile gauche 3G vers un réservoir 8D à 11D de l'aile droite 3D, si l'inclinaison en roulis est vers la gauche. En revanche, si ledit signal émis par le pilote automatique 21 est un ordre de roulis adressé aux ailerons de l'avion 1, et lorsque l'interrupteur 22 est passant, le dispositif de commande 19 commande le système de vanne 14 et les pompes 15G à 18G et 15D à 18D pour que se produise, jusqu'à ce que ledit ordre soit nul, ou inférieur à un seuil pré-déterminé, un transfert de carburant d'un réservoir 8D à 1 1 D de l'aile droite 3D vers un réservoir 8G à 1 Ici de l'aile gauche 3G, si ledit ordre de roulis est à gauche, et, inversement, d'un réservoir 8G à 1 1G de l'aile gauche 3G vers un réservoir 8D à 1 1 D de l'aile droite 3D, si ledit ordre de roulis est à droite. REVENDICATIONS1. Procédé pour corriger, en vol, la dissymétrie latérale d'un aéronef (1) comportant : un fuselage (2), une aile gauche (3G) et une aile droite (3D), opposées par rapport audit fuselage (2) et enfermant chacune au moins un réservoir de carburant (8G à 11G ; 8D à 1 1 D), un pilote automatique (21), caractérisé en ce que, lorsque ledit aéronef (1) est en vol de croisière rec- tiligne et uniforme, on transfère du carburant depuis un réservoir appartenant à une aile (3G, 3D) jusqu'à un réservoir appartenant à l'autre desdites ailes sous la commande dudit pilote automatique (21) détectant l'inclinaison en roulis dudit aéronef (1) qui résulte de ladite dissymétrie latérale de celui-ci. 2. Procédé selon la revendication 1, mis en oeuvre avec un pilote automatique (21) émettant un ordre de roulis pour annuler ladite inclinai-son en roulis résultant de la dissymétrie latérale de l'aéronef (1), caractérisé en ce que le transfert de carburant est réalisé sous le contrôle dudit ordre de roulis, le transfert de carburant étant effectué d'un réservoir de l'aile droite (3D) vers un réservoir de l'aile gauche (3G) si ledit ordre de roulis est à gauche et, inversement, d'un réservoir de l'aile gauche (3G) vers un réservoir de l'aile droite (3D) :si ledit ordre de roulis est à droite. 3. Procédé selon la revendication 1, mis en oeuvre avec un pilote automatique (21) émettant un signal représentatif de ladite inclinaison en roulis résultant de la dissymétrie latérale de l'aéronef (1), caractérisé en ce que le transfert de carburant est réalisé sous le contrôle dudit signal représentatif de ladite inclinaison en roulis, le transfert de carburant étant effectué d'un réservoir de l'aile droite (3D) vers un réservoir de l'aile gauche (3G) si ladite inclinaison en roulis est vers la droite et, in- versement, d'un réservoir de l'aile gauche (3G) vers un réservoir de l'aile droite (3D) si ladite inclinaison en roulis est vers la gauche. 4. Procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 3, caractérisé en ce que ledit transfert de carburant n'est effectué que lors- que ladite inclinaison en roulis dépasse un seuil prédéterminé. 5. Dispositif pour la mise en oeuvre du procédé spécifié sous l'une quelconque des revendications 1 à 4, à bord d'un aéronef (1) comportant : û un fuselage (2), une aile gauche (3G) et une aile droite (3D) opposées par rapport audit fuselage (2) et enfermant chacune au moins un réservoir de carburant (8G à 1 1 G ; 8D à 1 1 D), un système de communication commandé (14 ; 15G à 18G ;15D à 18D) entre les réservoirs d'une des ailes et les réservoirs de l'autre desdites ailes, un dispositif (19) pour la commande dudit système de communication, et un pilote automatique (21) émettant à sa sortie (20) un signal lié à l'inclinaison en roulis dudit aéronef,. caractérisé en ce qu'il comporte une liaison de commande (22) entre ladite sortie (20) du pilote automatique (21) et le dispositif de commande (19) du système de communication entre réservoirs et en ce que ladite liaison de commande (22) n'est passante que lorsque ledit aéronef (1) est en vol de croisière rectiligne et uniforme. 6. Aéronef, caractérisé en ce qu'il comporte le dispositif spécifié sous la revendication 5.