FR 2928465 A1 20090911 FR 0801288 A 20080310 La présente invention concerne un procédé et un dispositif de contrôle automatique d'une descente d'urgence d'un aéronef, en particulier d'un avion de transport. On sait que les avions de transport civils doivent être pressurisés, car en vol de croisière, un avion évolue à une altitude qui est souvent supérieure à 30000 pieds (environ 9000 mètres), pour laquelle l'air extérieur est trop pauvre en oxygène (et également trop froid et trop sec) pour être compatible avec la vie. Aussi, des systèmes de pressurisation équipent les avions afin de garder à bord une atmosphère respirable. En particulier, la 1 o réglementation aéronautique internationale impose que tout avion de transport public qui vole à une altitude supérieure à 20000 pieds (environ 6000 mètres) soit pressurisé et qu'il établisse dans la cabine une altitude équivalente qui n'excède pas 8000 pieds (environ 2400 mètres) en vol normal. 15 II peut cependant arriver, suite à une panne ou un incident, que la pressurisation de l'avion ne puisse plus être maintenue à un niveau acceptable. Une procédure réglementaire oblige alors le pilote à faire descendre l'avion, aussi rapidement que possible, à une altitude respirable de 10000 pieds (environ 3000 mètres). Cette procédure est appelée descente 20 d'urgence. Dans ce cas, l'équipage est responsable des différentes tâches liées à l'initiation de la descente, ainsi qu'à la gestion de la descente jusqu'à une mise en palier à basse altitude. Il peut arriver toutefois, bien que très rarement, que l'équipage ne 25 soit plus à même d'entrer les commandes nécessaires au pilotage de l'avion, par exemple dans le cas d'une panne de pressurisation qui a fait perdre conscience à l'équipage. L'avion est dans ce cas livré à lui-même, alors qu'il est absolument nécessaire d'effectuer une descente d'urgence. Si, dans une telle situation, le pilote automatique est enclenché, le vol est poursuivi automatiquement jusqu'à l'épuisement total des réserves en car- burant, qui est suivi par -la chute de l'avion. D'autres circonstances telles que l'éclatement d'un moteur occasionnant un trou dans la structure de l'avion par exemple peuvent mener à la même situation. L'incapacité de l'équipage à piloter l'avion dans de tel-les circonstances peut donc avoir des conséquences catastrophiques. Pour remédier à ce type de situation, on connaît un système de pilotage automatique qui, lorsqu'il est engagé, permet de réaliser la descente d'urgence de façon automatique, c'est-à-dire sans nécessiter l'aide d'un pilote. De plus, l'engagement d'une telle descente d'urgence automatique peut être réalisé, soit manuellement par le pilote, soit également de façon automatique. Un mode d'engagement automatique d'une fonction de descente se base, généralement, sur l'absence de réaction de l'équipage à une alerte qui indique une altitude excessive de la cabine. Pour détecter une altitude excessive, on mesure la pression de l'air à l'intérieur de la cabine, et on émet une alerte lorsque cette pression est inférieure à un seuil de pression prédéterminé. Cette solution usuelle présente l'inconvénient de déclencher la fonction de descente d'urgence uniquement lorsque la pression de l'air dans la cabine tombe audit seuil de pression. Or, pour ne pas provoquer des déclenchements intempestifs, il est nécessaire que ce seuil de pression ne soit pas trop élevé. Or, il peut exister une durée relativement importante entre la survenue d'un problème de pressurisation et l'atteinte de ce seuil de pression. Et on sait que plus l'exposition d'un organisme à une pression insuffisante est longue, plus le risque d'hypoxie est grand. Par conséquent, cette solution usuelle_ pour déclencher automatiquement_une descente d'urgence n'est pas complètement satisfaisante. La prés-ente invention concerne un procédé de contrôle automatique d'une descente d'urgence d'un aéronef, en particulier d'un avion_de transport, qui permet de remédier aux inconvénients précités_ A cet effet, selon l'invention, ledit procédé selon lequel, lorsqu'une fonction automatique de descente d'urgence est engagée, on réalise les opérations successives suivantes : a) on détermine automatiquement un ensemble de consignes verticales 1 o comprenant : û une altitude cible qui représente une altitude à atteindre par l'aéronef à la fin de la descente d'urgence ; et û une vitesse cible qui représente une vitesse que l'aéronef doit respecter lors de la descente d'urgence ; 15 b) on détermine automatiquement un ensemble de consignes latérales, qui représente une manoeuvre latérale à réaliser lors de la descente d'urgence ; et c) on guide automatiquement l'aéronef de sorte qu'il respecte simultané-ment ledit ensemble de consignes verticales et ledit ensemble de consi- 2C gnes latérales jusqu'à atteindre ladite altitude cible qu'il maintient en-suite, ledit guidage automatique pouvant être interrompu par une action d'un pilote de l'aéronef, est remarquable en ce que, pour engager automatiquement ladite fonction de descente d'urgence, on réalise de façon automatique les opérations 25 suivantes : a1) on détermine une variation d'altitude de la cabine de l'aéronef, qui dépend d'une variation de la pression mesurée à l'intérieur de la cabine ; 131) on détermine un critère-d'engagement qui dépend de ladite variation d'altitude de la cabine; y1) on compare ce_critère d'engagement à une valeur de seuil prédéterminée ; et 81) on engage ladite fonction de descente d'urgence, lorsque ledit critère d'engagement est supérieur à ladite valeur de seuil pendant une durée prédéterminée. Ainsi, grâce à l'invention, on tient compte de la variation d'altitude de la cabine, c'est-à-dire de la variation de la pression à l'intérieur de la cabine, pour déterminer un critère d'engagement automatique de la fonction de descente d'urgence (automatique). Par conséquent, comme précisé ci-dessous, la descente d'urgence est déclenchée (automatiquement) dès qu'une chute significative de la pression est observée à l'intérieur de la cabine, sans avoir à attendre que la pression ait suffisamment baissée et franchie un seuil de pression critique comme dans la solution usuelle précitée. Grâce à l'invention, on est donc en mesure d'anticiper, en cas de problème de pressurisation, l'engagement automatique de la fonction de descente d'urgence (automatique). Le temps ainsi gagné dans le déclen- chement de la descente d'urgence permet d'écourter au maximum le temps passé par l'équipage et les passagers à une altitude trop élevée, incompatible avec une vie humaine, limitant ainsi le risque d'hypoxie. Dans un premier mode de réalisation simplifié, ledit critère d'engagement représente directement ladite variation d'altitude de la cabine. En outre, dans un second mode de réalisation préféré, de façon avantageuse: ù à l'étape a1), on détermine, de plus, une altitude de la cabine de l'aéronef, qui dépend d'une pression mesurée à l'intérieur de la cabine ; et à l'étape p1), on- détermine un critère d'engagement en fonction à la fo.is_de ladite variation d'altitude de la cabine (qui dépend d'une variation mesurée de la pression à l'intérieur de la cabine) et-de- ladite altitude de la cabine (qui dépend d'une pression mesurée à l'intérieur de la cabine). Dans ce cas, de façon avantageuse, à-l'étape pl), on calcule l'un des critères d'engagement x1, x2 et x3 suivants : x1 = Glac.Ac + Glvac.Vac x2 = [(G2ac.Ac)2 + (G2vac.Vac)2f'2 x3 = [(G3ac.AcT + (G3vac.Vac)nl' pour lesquels : Ac représente ladite altitude de la cabine ; Vac représente ladite variation d'altitude de la cabine ; n est un entier supérieur à 2 ; et G1 ac, G2ac, G3ac, G1 vac, G2vac et G3vac sont des valeurs de gain prédéterminées. Dans le cadre de la présente invention, on considère que l'altitude de la cabine correspond à l'altitude à laquelle la pression de l'air extérieur est égale à la pression mesurée dans la cabine. Par ailleurs, on sait que si l'aéronef est victime d'un dommage structural important, il peut être nécessaire, pour éviter de causer des dommages supplémentaires risquant d'être irrémédiables, de réaliser la descente d'urgence à une vitesse cible limitée. En effet, en cas de dom-mage structural, il est préférable de ne pas faire voler l'aéronef à sa vitesse maximale, car celle-ci est dimensionnée pour un aéronef intact. En particulier, un aéronef affaibli par un trou important dans sa structure peut 2 ne pas supporter les charges engendrées par une vitesse de descente trop élevée. Or, actuellement, seul l'équipage est à même d'affirmer si l'aéronef est victime d'un dommage structural ou non, et de commander une descente d'urgence modérée s'il juge nécessaire de solliciter au minimum la-structure-de l'aéronef (vitesse limitée, peu d'aérofreins, ...). --Ainsi, pour remédier à- ce problème, dans un mode de réalisation préféré, à l'étape a), on réalise de plus, de façon automatique, les opéra- tions suivantes : a2) on surveille la valeur d'au moins un paramètre permettant de détecter un dommage structural de l'aéronef et, en cas de détection d'un dommage structural, on détermine un niveau de sévérité dudit dom-10 mage structural ; et 132) on adapte ladite vitesse cible audit niveau de sévérité du dommage structural. Dans ce mode de réalisation préféré, avantageusement, de façon automatique : 15 à l'étape a2) : on surveille une variation de la pression de l'air dans la cabine ; et on estime la taille d'un trou dans la structure de l'aéronef, correspondant à un dommage structural, en fonction de ladite variation de la pression de l'air dans la cabine ; et 2C à l'étape 132), on adapte la vitesse cible à ladite taille estimée du trou dans la structure de l'aéronef. Ainsi, grâce à ce mode de réalisation préféré, on est en mesure de détecter un dommage structural, et, en cas de détection d'un tel dom-mage structural, d'adapter la vitesse cible (c'est-à-dire la vitesse de des- 25 cente pendant la descente d'urgence) à la sévérité dudit dommage structural. Ce mode de réalisation préféré permet donc d'adapter la vitesse de l'aéronef à l'état de sa structure. De plus, cette adaptation est réalisée automatiquement, ce qui est particulièrement avantageux lorsque le pilote n'est plus en mesure de réaliser une telle adaptation, par exemple en cas de-perte de connaissance. Par ailleurs, de façon avantageuse, on prévoit également des moyensmettant à un pilote d'engager manuellement ladite fonction de descente d'urgence. La- présente invention concerne également un dispositif de contrôle automatique d'une descente d'urgence d'un aéronef, en particulier d'un avion de transport. A cet effet, selon l'invention, ledit dispositif du type comportant : des moyens d'engagement susceptibles d'engager une fonction automatique de descente d'urgence ; des moyens pour déterminer, automatiquement, un ensemble de consi- gnes verticales, comprenant : une altitude cible qui représente une altitude à atteindre par l'aéro- nef à la fin de la descente d'urgence ; et une vitesse cible qui représente une vitesse que l'aéronef doit respecter lors de la descente d'urgence ; des moyens pour déterminer, automatiquement, un ensemble de consignes latérales, qui représente une manoeuvre latérale à réaliser lors de la descente d'urgence ; des moyens pour guider automatiquement l'aéronef, lors de l'engagement d'une fonction automatique de descente d'urgence, de sorte qu'il respecte simultanément ledit ensemble de consignes verticales et ledit ensemble de consignes latérales jusqu'à atteindre ladite alti- tude cible qu'il maintient ensuite ; et des moyens permettant à un pilote de l'aéronef d'interrompre manuelle- ment ledit guidage automatique, est remarquable en ce que lesdits moyens d'engagement comportent, pour engager automatiquement ladite fonction (automatique) de descente d'urgence û des moyens pour déterminer automatiquement une variation d'altitude de la cabine de l'aéronef, qui dépend d'une variation de 1-a pression mesurée à l'intérieur de la cabine ; û des moyens pour déterminer automatiquement un critère d'engagement qui dépend de ladite variation d'altitude de la cabine ; û des moyens pour comparer automatiquement ce critère d'engagement à une valeur de seuil prédéterminée ; et û des moyens pour commander automatiquement l'engagement de ladite fonction de descente d'urgence, lorsque ledit critère d'engagement est supérieur à ladite valeur de seuil pendant une durée prédéterminée. Par conséquent, le dispositif conforme à l'invention est en mesure d'anticiper fortement le déclenchement automatique de la fonction (automatique) de descente d'urgence, en particulier par rapport à un déclenchement utilisant un critère d'engagement qui est basé uniquement sur la mesure de la pression à l'intérieur de la cabine, ce qui permet de réduire considérablement le risque lié à une hypoxie. Une étude a permis de mesu- rer un gain de temps pouvant varier de plusieurs dizaines de secondes à plus d'une minute selon les hypothèses prises en compte (seuil _de pression, seuil de variation de la pression). Ces valeurs sont très intéressantes sachant que le temps de conscience utile en cas d'exposition à très haute altitude est uniquement de quelques dizaines de secondes. En outre, dans un mode de réalisation préféré, ledit dispositif com-porte, de plus : û des moyens pour surveiller automatiquement la valeur d'au moins un paramètre permettant de détecter un dommage structural de l'aéronef et pour déterminer automatiquement, en cas de détection d'un dom-mage structural, un niveau de sévérité du dommage structural ; et ù des moyens pour adapter automatiquement ladite vitesse cible audit niveau de sévérité du dommage structural. Ce mode de réalisation permet donc de détecter automatiquement la présence d'un dommage structural et de modérer, en cas de détection, automatiquement la vitesse de descente, de manière à éviter la survenue de dommages supplémentaires dans la structure de l'aéronef. La présente invention concerne également un aéronef qui est muni d'un dispositif tel que celui précité. 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 le schéma synoptique d'un dispositif de contrôle 15 automatique conforme à l'invention. Les figures 2 à 4 montrent schématiquement des modes de réalisation particuliers de moyens faisant partie d'un dispositif de contrôle automatique conforme à l'invention. Les figures 5 et 6 sont des graphiques permettant d'expliquer une 20 adaptation, réalisée conformément à la présente invention, d'une vitesse de descente à un niveau de sévérité d'un dommage structural. Le dispositif 1 conforme à l'invention et représenté schématique-ment sur la figure 1 est destiné à contrôler automatiquement une descente d'urgence d'un aéronef (non représenté), en particulier d'un avion de 25 transport, notamment lors d'un problème de pressurisation de l'aéronef, lorsque celui vole à haute altitude, en particulier à une altitude de croisière. Pour réaliser une descente d'urgence automatique, ledit dispositif 1 comporte : des moyens d'engagement 2 qui sont susceptibles d'engager une fonction automatiqude descente d'urgence ; des moyens de contrôle 3 qui sont reliés par l'intermédiaire d'une liai-son 4 auxdits moyens d'engagement 2 et qui sont-formés de manière à mettre en oeuvre une fonction automatique de descente d'urgence, lorsqu'elle est engagée par lesdits moyens 2, en réalisant automatique-ment un guidage longitudinal, un guidage latéral et un contrôle de la vitesse de l'aéronef ; et des moyens de désengagement 5 qui sont reliés par l'intermédiaire d'une liaison 6 auxdits moyens de contrôle 3 et qui permettent de commander un désengagement d'une fonction automatique de descente d'urgence en cours d'exécution. La fonction de descente d'urgence automatique permet ainsi de ramener l'aéronef à une altitude respirable (altitude cible) et dans une si-15 tuation stabilisée, en vue notamment de ranimer (si nécessaire) l'équipage et les passagers et de poursuivre le vol. Lesdits moyens de contrôle 3 comprennent : des moyens 7 pour déterminer, automatiquement, un ensemble de consignes verticales, comprenant notamment : 2c l'altitude cible qui représente l'altitude à atteindre par l'aéronef à la fin de la descente d'urgence ; et • une vitesse cible qui représente la vitesse que l'aéronef doit respecter lors de la descente d'urgence ; des moyens 8 pour déterminer, automatiquement, un ensemble de 25 consignes latérales. Cet ensemble représente une manoeuvre latérale à réaliser lors de la descente d'urgence ; et des moyens 9 usuels pour guider automatiquement l'aéronef, lors de l'engagement d'une fonction automatique de descente d'urgence, de sorte qu'il respecte simultanément ledit ensemble de consignes vertica- les et ledit ensemble de consignes latérales, et ceci-jusqu'à-atteindre ladite-altitude cible, altitude cible qu'il maintient dès qu'il l'a atteinte. Lorsque l'aéronef est stabilisé sur l'altitude cible,-en f-in de des- cente, l'équipage peut notamment demander-des informations-au contrôle aérien concernant la suite des opérations. La- trajectoire latérale suivie pendant la descente est généralement maintenue à la fin de la descente. Selon l'invention, pour obtenir un engagement automatique opti- misé de la fonction de descente d'urgence, lesdits moyens d'engagement 2 comprennent des moyens d'engagement automatique 10A, 10B qui comportent au moins, comme représenté sur les figures 2 et 3 : des moyens 11 pour déterminer automatiquement une variation d'altitude de la cabine de l'aéronef. Pour ce faire, ces moyens 1 1 comportent au moins un élément usuel, par exemple un capteur, qui mesure la pression à l'intérieur de la cabine de l'aéronef, à partir de laquelle on peut déterminer une variation de pression ; des moyens 12A, 12B qui sont reliés par l'intermédiaire d'une liaison 13A, 13B auxdits moyens 1 1 et qui sont formés de manière à déterminer automatiquement un critère d'engagement, précisé ci-dessous, qui dépend au moins de ladite variation d'altitude de la cabine, c'est-à-dire de ladite variation mesurée de la pression à l'intérieur de la cabine ; et des moyens de comparaison 14A, 14B qui sont reliés par l'intermédiaire d'une liaison 15A, 15B auxdits moyens 12A, 12B et qui sont formés de manière à comparer automatiquement le critère d'engagement déterminé par lesdits moyens 12A, 12B à une valeur de-seuil prédéterminée. Les résultats de cette comparaison sont transmis par l'intermédiaire d'une liaison 16 à des moyens 17 qui commandent l'engagement automatique de la fonction de descente d'urgence, lorsque lesdits moyens de comparaison 14A, 14B indiquent que le critère d'engagement est supérieur à la valeur de seuil, et ceci pendant une durée prédéterminée, par _ex_emple pendant dix secondes. Une telle situation correspond à une décompression importante (c'est-à-dire à une variation de pression importante dans le sens d'une baisse de la pression de la cabine) qui équivaut à une variation importante de l'altitude de la cabine dans le sens d'une augmentation de cette altitude. Ainsi, les moyens d'engagement 2 du dispositif 1 conforme à l'invention tiennent compte de la variation d'altitude de la cabine, c'est-à-dire de la variation de la pression à l'intérieur de la cabine (comprenant la cabine des passagers et le poste de pilotage), pour déterminer un critère d'engagement automatique de la fonction de descente d'urgence (automatique). Selon l'invention, la descente d'urgence est donc déclenchée automatiquement par les moyens 2 dès qu'une chute significative de la pression est observée à l'intérieur de la cabine, sans avoir à attendre que la pression ait suffisamment baissée et franchie un seuil de pression critique. Les moyens d'engagement 2 permettent donc d'anticiper, en cas de problème de pressurisation, l'engagement automatique de la fonction de descente d'urgence (automatique). Le temps ainsi gagné dans le déclenchement de la descente d'urgence permet d'écourter au maximum le temps passé par l'équipage et les passagers à une altitude trop élevée, incompatible avec une vie humaine, limitant ainsi le risque d'hypoxie. Dans le premier mode de réalisation représenté sur la figure 2, les-dits moyens 10A utilisent comme critère d'engagement directement ladite variation d'altitude de la cabine, et lesdits moyens 14A comparent cette variation d'altitude à une valeur de seuil prédéterminée, par exemple à 2000 pieds/minute. Ce premier mode de réalisation est donc particulière-ment simple. En outre, dans un second mode de réalisation préféré, représenté sur la figure 3 : û lesdits moyens 10B-comportent, de plus, des moyens 18 pour détermi- ner une altitude de la cabine de I_a_àronef. De préféren-_ce,_ces moyens 18 comprennent un capteur usuel pour mesurer la pression à l'intérieur de la cabine, qu'ils- transmettent par l'intermédiaire d'une liaison 19 5 auxdits-moyens 12B ; et û lesdits moyens 12B déterminent le critère d'engagement en fonction à la fois de ladite variation d'altitude de la cabine (qui dépend d'une varia- tion mesurée de la pression à l'intérieur de la cabine), reçue desdits moyens Il, et de ladite altitude de la cabine (qui dépend d'une pression 10 mesurée à l'intérieur de la cabine), reçue desdits moyens 18. Dans ce cas, lesdits moyens 12B calculent, de -préférence, l'un d'une pluralité de critères d'engagement xl, x2 et x3 possibles. Ces moyens 12B calculent ledit critère d'engagement, en utilisant l'expression correspondante appropriée parmi les expressions suivantes : (x1 = Glac.Ac + Glvac.Vac 15 x2 = [(G2ac.Ac)2 + (G2vac.Vac)'f'2 x3 = [(G3ac.Ac)n + (G3vac.Vac)n !n dans lesquelles : Ac représente ladite altitude de la cabine ; Vac représente ladite variation d'altitude de la cabine ; - n est un entier supérieur à 2 ; et 20 G1ac, G2ac, G3ac, G1vac, G2vac et G3vac sont des valeurs de gain prédéterminées. Lesdits moyens 14B comparent, dans ce mode de réalisation préféré, le critère d'engagement choisi parmi lesdits critères xl, x2 et x3 à une valeur de seuil correspondante, et ils informent lesdits moyens 17 25 lorsque le critère d'engagement choisi est supérieur à la valeur de seuil correspondante. Comme représenté sur la figure 1, lesdits moyens d'engagement 2 peuvent comporter de plus des moyens 2D, par exemple un bouton poussoir, un rotacteur à tirer, ou un levier des aérofreins, qui peuvent être actionnés manuellement par un pilote de l'aéronef, et qui sont reliés par l'intermédiaire d'une liaison 21 auxdits moyens 17. Grâce à ces moyens 20, l'engagement de- la fonction de descente d'urgence peut être réalisée volontairement, à tout moment si l'aéronef est au-dessus de 30 000 pieds, par une action manuelle d'un membre d'équipage. Lesdits moyens 17 peuvent donc commander un engagement de la fonction de descente d'urgence, soit suite à un actionnement manuel réalisé par l'intermédiaire desdits moyens 20, soit suite à un ordre automatique reçu desdits moyens 10A, 10B. Ledit dispositif 1 comporte, de plus, des moyens 22 qui fournis-sent par l'intermédiaire d'une liaison 23 des contraintes internes et exter- nes concernant l'environnement et l'état de l'aéronef, auxdits moyens de contrôle 3 pour leur permettre de réaliser leurs fonctions précitées. Ces fonctions concernent le guidage et le contrôle de la vitesse de l'aéronef à la fois dans le plan longitudinal et dans le plan latéral. On notera que lesdits moyens 7 (qui concernent le plan longitudi- nal) déterminent l'altitude cible- en fonction : d'une altitude de sécurité usuelle, à laquelle il est possible de respirer sans masque à oxygène ; ou d'une altitude minimale, à laquelle il est possible de descendre en fonction du relief ; ou des deux altitudes précédentes. En outre, lesdits moyens 7 déterminent la vitesse cible en fonction notamment du temps que l'on s'autorise pour effectuer la descente. En particulier, si l'on veut réaliser la descente en un minimum de temps, la vi- tesse cible correspondra à la vitesse maximale que l'aéronef peut atteindre. Par ailleurs, lesdits moyens 8 (qui concernent le plan latéral) dé-terminent un ensemble de consignes latérales permettant de répondre aux objectifs suivants : optimiser le taux de descente de l'aéronef. A cet effet, on sait que plus l'angle de roulis de l'aéronef est grand, plus son taux de descente est important ; s'écarter de la route actuelle, afin de s'éloigner du trafic environnant. La 1 o manoeuvre longitudinale effectuée par l'aéronef peut, en effet, entrer en conflit avec celle d'avions évoluant sur la même route, mais à des altitudes inférieures ; et/ou se dérouter vers un aéroport secondaire. Comme la fonction de descente d'urgence amène l'aéronef à basse altitude, sa consommation de 1E carburant est augmentée, et il se peut que l'aéronef ne puisse alors plus rallier l'aéroport de destination initialement prévu. Il peut donc être nécessaire, dès le début de la descente d'urgence, de diriger l'aéronef vers un aéroport de déroutement. Par ailleurs, dans un mode de réalisation particulier, lesdits moyens 20 de désengagement 5 qui permettent à tout moment à un pilote de reprendre la main sur le guidage, par exemple lorsqu'il reprend conscience après une perte de conscience, comportent : un bouton dédié 24 ; des moyens 25 usuels de reprise en main, en particulier des moyens 2!5 faisant partie d'un pilote automatique, d'un directeur de vol ou d'une commande automatique de poussée. Cette reprise en main peut correspondre, par exemple, à l'engagement d'un nouveau mode, à une action manuelle sur le manche de pilotage, à une action sur un bouton de déconnection du pilote automatique ou de la commande automatique de poussée, ou à une action sur un bouton d'engagement du pilote automatique, du_directeur de vol ou de la commande automatique de poussée ; et û une logique de désengagement 26 qui est reliée par l'intermédiaire de 5 liaisons 27 et 28 respectivement audit bouton 24 et auxdits moyens 25. Par ailleurs, dans un mode de réalisation préféré, ledit dispositif 1 comporte, de plus, des moyens 30 qui sont par exemple reliés par l'intermédiaire d'une liaison 31 auxdits moyens 7 et qui sont formés de 1c manière à adapter automatiquement la vitesse cible utilisée lors de la descente d'urgence à d'éventuels dommages structuraux détectés automatiquement. Pour ce faire, lesdits moyens 30 comportent, comme représenté sur la figure 4 : 1 G; des moyens 32 pour surveiller la valeur d'au moins un paramètre permettant de détecter un dommage structural de l'aéronef. Cette surveillance se base sur la variation de pression de l'air dans la cabine. Dans un mode de réalisation préféré, lesdits moyens 32 mesurent de façon usuelle la variation de pression, la comparent à un seuil prédé- 20 terminé, et détectent un dommage structural lorsque cette variation de pression est supérieure audit seuil ; des moyens 33 qui sont reliés par l'intermédiaire d'une liaison 34 aux-dits moyens 32 et qui sont formés de manière à déterminer un niveau de sévérité du dommage structural, en cas de détection d'un tel dom- 25 mage structural. Plus précisément, lesdits moyens 33 sont formés de manière à estimer la taille T d'un trou dans la structure de l'aéronef, correspondant à un dommage structural, en fonction de la variation de pression de l'air dans la cabine reçue desdits moyens 32 ; et des moyens 35 qui sont reliés par l'intermédiaire d'une liaison 36 aux-dits moyens 33 et qui sont formés de manière à adapter la vitesse cible Vc au niveau de la sévérité du dommage_structural, en cas de détection d'un tel dommage structural. Plus précisément, ces moyens 35 sont formés de manière à adapter la vitesse cible Vc utilisée par lesdits moyens 7 à la taille T du trou dans la structure, telle qu'estimée par lesdits moyens 33. Dans ce mode de réalisation préféré, on détecte la présence d'un dommage structural et on déduit un niveau de sévérité correspondant, en fonction de la vitesse de décompression (c'est-à-dire de la variation de la pression dans le sens d'une baisse) qui peut être représentée par une augmentation (jugée équivalente) de l'altitude de la cabine. De préférence, lesdits moyens 33 estiment la taille du trou dans la structure de l'aéronef en fonction de la variation de pression de l'air dans la cabine (c'est-à-dire en fonction du taux de décompression), en utilisant un graphique tel que celui représenté sur la figure 5 qui fournit directe-ment la taille T du trou (exprimée par exemple en mètre carré) en fonction de la variation Vpc de la pression en cabine (exprimée par exemple en pieds par minute). Dans l'exemple de la figure 5, on a utilisé comme hypo- thèses initiales que : û l'altitude de la cabine est à 7500 pieds (environ 2300 mètres) ; et -l'altitude de l'aéronef est à 43 000 pieds (environ 13 000 mètres). A partir du calcul précédent de la taille estimée du trou dans la structure, il est possible d'estimer à quel point la structure de l'aéronef est endommagée et d'y associer une valeur de vitesse maximale à ne pas dé-passer. Pour ce faire, lesdits moyens 35 peuvent utiliser deux méthodes différentes. Selon une première méthode, lesdits moyens 35 comparent la taille T du trou à une valeur de seuil prédéfinie, et ils considèrent que la vitesse cible correspond : à une vitesse VMO/MMO, c'est-à-dire à une vitesse maximale d'utilisa- tion, lorsque la taille du trou estimée est inférieure ou égale à ladite va- leur de seuil, par exemple 0,5 mz ; ou à la vitesse courante de l'aéronef, lorsque la taille du trou est supérieure à ladite valeur de seuil. En outre, selon une seconde méthode, lesdits moyens 35 détermi- nent la vitesse cible Vc en fonction de la taille T estimée du trou, en utilisant un graphique tel que celui représenté sur la figure 6 qui fournit directement une valeur de vitesse pour une valeur de taille donnée, sur lequel : ù la vitesse Vmax correspond à la vitesse VMO/MMO ; et - la vitesse Vmin correspond à la vitesse minimale d'utilisation. Ce graphique de la figure 6 peut être déterminé à l'aide de modèles théoriques. Ainsi, grâce à ce mode de réalisation préféré, le dispositif 1 est en mesure de détecter un dommage structural, et, en cas de détection d'un tel dommage structural, d'adapter la vitesse cible Vc (c'est-à-dire la vi- tesse de descente pendant la descente d'urgence) à la sévérité dudit dommage structural. Ce mode de réalisation permet donc d'adapter la vitesse de l'aéronef à l'état de sa structure. De plus, cette adaptation est réalisée automatiquement, ce qui est particulièrement avantageux lorsque le pilote n'est plus en mesure de réaliser une telle adaptation, par exemple en cas de perte de connaissance. REVENDICATIONS 1. Procédé de contrôle automatique d'une descente d'urgence d'un aéronef, procédé selon lequel, lorsqu'une fonction automatique de descente d'urgence est engagée, on réalise les opérations successives suivantes : a) on détermine automatiquement un ensemble déconsignes verticales comprenant : û une altitude cible qui représente une altitude à atteindre par l'aéronef à la fin de la descente d'urgence ; et û une vitesse cible qui représente une vitesse que l'aéronef doit respecter lors de la descente d'urgence ; b) on détermine automatiquement un ensemble de consignes latérales, qui représente une manoeuvre latérale à réaliser lors de la descente d'urgence ; et c) on guide automatiquement l'aéronef de sorte qu'il respecte simultané-ment ledit ensemble de consignes verticales et ledit ensemble de consignes latérales jusqu'à atteindre ladite altitude cible qu'il maintient en-suite, ledit guidage automatique pouvant être interrompu par une action d'un pilote de l'aéronef, caractérisé en ce que, pour engager automatiquement ladite fonction de descente d'urgence, on réalise de façon automatique les opérations sui-vantes : a1) on détermine une variation d'altitude de la cabine de l'aéronef, qui dépend d'une variation de la pression mesurée à l'intérieur de la ca- bine ; R1) on détermine un critère d'engagement qui dépend de ladite variation d'altitude de la cabine ; y1) on compare ce critère d'engagement à une valeur de seuil prédéterminée ; et 81) on engage ladite fonction de descente d'urgence, lorsque ledit critère d'engagement est supérieur à ladite valeur de seuil pendant une durée prédéterminée. 2. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce que-ledit-critère d'engagement correspond à ladite variation d'altitude de la cabine. 3. Procédé selon la revendication 2, caractérisé en ce que : à l'étape a1), on détermine, de plus, une altitude de la cabine de l'aéro- nef, qui dépend d'une pression mesurée à l'intérieur de la cabine ; et à l'étape [31), on détermine un critère d'engagement en fonction à la fois de ladite variation d'altitude de la cabine et de ladite altitude de la cabine. 4. Procédé selon la revendication 3, 1E caractérisé en ce qu'à l'étape [31), on calcule l'un des critères d'engagement x1, x2 et x3 suivants : xl = Glac.Ac + Glvac.Vac x2 = [(G2ac.Ac)2 + (G2vac.Vac)2r2 x3 = {(G3ac.Ac)" + (G3vac.Vac)" /n pour lesquels : ù Ac représente ladite altitude de la cabine ; 20 ù Vac représente ladite variation d'altitude de la cabine ; ù n est un entier supérieur à 2 ; et ù G1 ac, G2ac, G3ac, G1 vac, G2vac et G3vac sont des valeurs de gain prédéterminées. 5. Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, 215 caractérisé en ce qu'à l'étape a), on réalise de plus, de façon automatique, les opérations suivantes : a2) on-surveille-la valeur d'au moins un paramètre permettant de détecter un dommage structural dE_ l'aéronef et, en cas_de détection d'un dommage structural, on détermine un niveau de sévérité dudit dom-mage structural ; et p2) on- adapte ladite vitesse cible audit niveau de sévérité du dommage structural. 6. Procédé selon la revendication 5, caractérisé en ce que : à l'étape a2) : • on surveille une variation (Vpc) de la pression de l'air dans la ca- bine ; et • on estime la taille (T) d'un trou dans la structure de l'aéronef, correspondant à un dommage structural, en fonction de ladite variation (Vpc) de la pression de l'air dans la cabine ; et à l'étape p2), on adapte ladite vitesse cible (Vc) à ladite taille estimée (T) du trou dans la structure de l'aéronef. 7. Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que l'on prévoit des moyens (20) permettant à un pilote d'engager manuellement ladite fonction de descente d'urgence. 8. Dispositif de contrôle automatique d'une descente d'urgence d'un aéronef, ledit dispositif (1) comportant : des moyens d'engagement (2) susceptibles d'engager une fonction automatique de descente d'urgence ; des moyens (7) pour déterminer, automatiquement, un ensemble de consignes verticales comprenant : • une altitude cible qui représente une altitude à atteindre par l'aéronef à la fin de la descente d'urgence ; et • une vitesse cible qui représente une vitesse que l'aéronef doit respecter lors de la descente d'urgence ; des moyens (-8) pour déterminer, automatiquement, un ensemble de consignes latérales, qui représente une manoeuvre latérale à réaliser lors de la descente- d'urgence ; des- moyens (9) pour guider automatiquement l'aéronef, lors de l'engagement d'une fonction automatique de descente d'urgence, de sorte qu'il respecte simultanément ledit ensemble de consignes verticales et ledit ensemble de consignes latérales jusqu'à atteindre ladite altitude cible qu'il maintient ensuite ; et des moyens (5) permettant à un pilote de l'aéronef d'interrompre 1 o manuellement ledit guidage automatique, caractérisé en ce que lesdits moyens d'engagement (2) comportent, pour engager automatiquement ladite fonction de descente d'urgence : ù des moyens (Il) pour déterminer automatiquement une variation d'alti- tude de la cabine de l'aéronef, qui dépend d'une variation de la pression 15 mesurée à l'intérieur de la cabine ; ù des moyens (12A, 12B) pour déterminer automatiquement un critère d'engagement qui dépend de ladite variation d'altitude de la cabine ; ù des moyens (14A, 14B) pour comparer automatiquement ce critère d'engagement à une valeur de seuil prédéterminée ; et 20 ù des moyens (17) pour commander automatiquement l'engagement de ladite fonction de descente d'urgence, lorsque ledit critère d'engagement est supérieur à ladite valeur de seuil pendant une durée prédéterminée. 9. Dispositif selon la revendication 8, 25 caractérisé en ce qu'il comporte, de plus : ù des moyens (32, 33) pour surveiller automatiquement la valeur d'au moins un paramètre permettant de détecter un dommage structural de l'aéronef et pour déterminer automatiquement, en cas de détection d'undommage structural, un niveau de sévérité dudit dommage structural ; et des moyens- (3-5) pour adapter automatiquement ladite vitesse cible au-dit niveau de sévérité du dommage structural, en cas de détection d'un 5 tel dommage structural. 10. Aéronef, caractérisé en ce qu'il comporte un dispositif (1) tel que celui spécifié sous l'une des revendications 8 et 9.