FR 2937008 A1 20100416 FR 0805576 A 20081009 La présente invention concerne un procédé et un dispositif pour la protection d'énergie d'un aéronef, notamment d'un aéronef quadrimoteur, ainsi qu'un aéronef pourvu d'un tel dispositif. Plus précisément, ledit procédé est destiné à protéger l'aéronef contre des situations de basse énergie (faible vitesse, incidence élevée, faible poussée moteur) qui peuvent mettre en péril la sécurité de l'aéronef, notamment lorsque celui-ci est à proximité du sol. Par le document FR 2890645, on sait qu'un tel procédé peut mettre en oeuvre les étapes usuelles suivantes : on détecte des pannes éventuelles des moteurs de l'aéronef ; on mesure une pluralité de paramètres de l'aéronef ; et on active une fonction de protection consistant à appliquer automatiquement une puissance maximale, en fonction du nombre et de la position des moteurs en panne, sur au moins certains desdits mo- 1 teurs non en panne de l'aéronef, afin qu'ils fournissent chacun une poussée maximale lorsque des conditions d'activation dépendant des paramètres mesurés sont vérifiées. Cependant, l'application d'une puissance maximale sur au moins certains des moteurs non en panne de l'aéronef peut réduire la manoeu- 20 vrabilité de ce dernier dans des conditions de basse énergie. Les pilotes de l'aéronef n'ont alors plus qu'un contrôle très limité, voire inexistant, de la trajectoire dudit aéronef, ce qui peut conduire à des situations à risque. En outre, un tel procédé est uniquement dédié à la protection de l'aéronef contre des situations de basse énergie. II ne permet pas de gérer 25 des situations à risque de haute énergie (vitesse élevée, forte poussée mo- teur). La présente invention a pour objet de remédier à ces inconvénients et notamment de protéger un aéronef contre des situations de basse énergie ou de haute énergie qu'il peut rencontrer au cours d'un vol, tout en conservant une grande manoeuvrabilité. A cet effet, selon l'invention, le procédé pour la protection d'énergie d'un aéronef comportant au moins un moteur d'aile agencé sur chacune de ses ailes, procédé selon lequel on réalise de façon automatique les étapes suivantes : ù on détecte des pannes éventuelles desdits moteurs ; ù on mesure une pluralité de paramètres dudit aéronef ; - on active une fonction de protection consistant à commander automatiquement, en fonction du nombre et de la position des moteurs en panne, au moins certains desdits moteurs non en panne dudit aéronef, lorsque des conditions d'activation sont vérifiées, est remarquable : A) - en ce qu'on calcule un seuil de vitesse dudit aéronef à partir d'au moins certains desdits paramètres mesurés dudit aéronef ; B) - en ce qu'on détermine, à partir dudit seuil de vitesse, une puissance totale à appliquer auxdits moteurs de l'aéronef, de manière à garantir la protection d'énergie dudit aéronef ; et C) - en ce que, lorsque lesdites conditions d'activation sont vérifiées, on modifie progressivement la puissance courante individuelle de chacun desdits moteurs non en panne commandés, de sorte que la somme des puissances individuelles modifiées desdits moteurs commandés et des puissances courantes individuelles des moteurs non commandés soit égale à la puissance totale déterminée. Ainsi, grâce à l'invention, la puissance courante individuelle de chacun des moteurs non en panne commandés est adaptée progressive-ment pour atteindre la puissance totale déterminée, de manière à sortir progressivement d'une situation potentiellement critique de basse ou haute énergie tout en conservant une manoeuvrabilité élevée de l'aéronef. En outre, l'équipage peut contrôler la trajectoire de l'aéronef lors de l'activation de la fonction de protection. En outre, de façon avantageuse, on peut détecter une éventuelle dissymétrie des puissances courantes individuelles desdits moteurs commandés et, en cas de détection d'une dissymétrie de puissance dudit aéronef, on peut modifier lors de ladite étape C) les puissances courantes individuelles desdits moteurs commandés, en tenant compte de leur valeur courante, de manière à réduire ladite dissymétrie de puissance. Dans une première forme de mise en oeuvre de la présente invention, on calcule lors de l'étape A) un seuil de vitesse minimum et on dé-termine lors de l'étape B) une puissance totale minimum pour maintenir la vitesse dudit aéronef au moins égale audit seuil de vitesse minimum. Lors- que les conditions d'activation sont vérifiées, on augmente les puissances courantes individuelles desdits moteurs commandés, de manière à éviter une situation de basse énergie. Dans cette première forme de mise en oeuvre, lesdites conditions d'activation comprennent une première condition relative à un besoin d'activation de ladite fonction de protection qui est vérifiée lorsque la puissance courante totale dudit aéronef est inférieure à ladite puissance totale minimum déterminée. Par ailleurs, dans une seconde forme de mise en oeuvre de la pré-sente invention, on calcule lors de l'étape A) un seuil de vitesse maximum et on détermine, à l'étape B), une puissance totale maximum telle que la vitesse dudit aéronef soit au plus égale audit seuil de vitesse maximum. Lorsque les conditions d'activation sont vérifiées, on abaisse, lors de l'étape C), les puissances courantes individuelles desdits moteurs commandés, de manière à sortir ledit aéronef d'une situation de haute énergie. Dans cette seconde forme de mise en oeuvre, lesdites conditions d'activation comprennent une première condition relative à un besoin d'activation de ladite fonction de protection qui est vérifiée lorsque la puissance courante totale dudit aéronef est supérieure à ladite puissance totale maximum déterminée. En outre, quelle que soit la forme de mise en oeuvre de la présente invention, lesdites conditions d'activation comprennent des secondes conditions relatives à une autorisation d'activation de ladite fonction de protection devant être vérifiées simultanément avec ladite première condi- tion. Ces secondes conditions sont vérifiées si les situations suivantes sont simultanément vérifiées : l'altitude dudit aéronef est supérieure à une valeur d'altitude prédéterminée, lors de l'atterrissage ; et ù une pluralité de systèmes particuliers dudit aéronef, tels qu'une unité de référence de données air de type ADR (� Air Data Reference � en anglais), un système de référence inertielle de type IRS (� Inertial Reference System � en anglais), un radioaltimètre, un moyen de détermination de la vitesse air, et un moyen de détermination de l'angle d'incidence, est valide. Après l'activation de ladite fonction de protection, on peut désactiver cette dernière lorsque au moins une des conditions suivantes est vérifiée : ù lesdites conditions d'activation ne sont plus vérifiées ; û tous les moteurs agencés sur une même aile dudit aéronef sont simulta-25 nément en panne. En outre, on peut désactiver ladite fonction de protection par une action volontaire des pilotes dudit aéronef par l'intermédiaire de moyens de désactivation. Dans ce cas, on peut soit : ù dans la première forme de mise en oeuvre, diminuer progressivement lesdites puissances individuelles modifiées appliquées auxdits moteurs commandés pour atteindre des valeurs de puissances individuelles pré-déterminées (par exemple les puissances individuelles appliquées avant l'activation de la fonction de protection). Ainsi, on évite une perte violente de portance susceptible de perturber le contrôle longitudinal de l'aéronef ; dans la seconde forme de mise en oeuvre, augmenter progressivement lesdites puissances individuelles modifiées appliquées auxdits moteurs commandés pour atteindre des valeurs de puissances individuelles pré-déterminées (par exemple les puissances individuelles appliquées préalablement à l'activation de la fonction de protection). Par ailleurs, quelle que soit la forme de mise en oeuvre de l'invention, dans le cas où lesdits moteurs de l'aéronef sont des turbopro- pulseurs à hélice, on aligne lors de l'étape C) les puissances individuelles desdits moteurs commandés préalablement à un changement de vitesse de rotation des hélices desdits moteurs de l'aéronef, en cas de détection d'une dissymétrie de puissance desdits moteurs commandés. On garantit ainsi la synchronisation des régimes hélice de tous les moteurs. L'invention concerne également un dispositif de protection d'énergie pour la mise en oeuvre du procédé tel que spécifié précédemment, ledit dispositif comportant : des moyens de détection pour détecter les pannes desdits moteurs ; des moyens de mesure pour mesurer une pluralité de paramètres dudit aéronef ; des moyens de commande déclenchables pour activer ladite fonction de protection consistant à commander automatiquement, en fonction du nombre et de la position des moteurs en panne, au moins certains des-dits moteurs non en panne dudit aéronef, lesdits moyens de commande étant déclenchés lorsque lesdites conditions d'activation sont vérifiées ; et des moyens de déclenchement pour surveiller automatiquement au moins certains desdits paramètres mesurés dudit aéronef et pour déclencher automatiquement lesdits moyens de commande lorsque lesdites conditions d'activation sont vérifiées Selon l'invention, ledit dispositif comporte de plus : des moyens de calcul aptes à calculer ledit seuil de vitesse à partir d'au moins certains desdits paramètres mesurés dudit aéronef ; 10 des moyens aptes à déterminer, à partir dudit seuil de vitesse, ladite puissance totale à appliquer auxdits moteurs pour garantir la protection d'énergie dudit aéronef ; et des moyens aptes à déterminer lesdites puissances individuelles modifiées à appliquer au moins à certains des moteurs non en panne corn- 15 mandés, de sorte que la somme des puissances individuelles modifiées desdits moteurs commandés et des puissances courantes individuelles des moteurs non commandés soit égale à la puissance totale déterminée, lesdits moyens étant activés lorsque lesdites conditions d'activation sont vérifiées. 20 En outre, le dispositif comporte des moyens d'inhibition de ladite fonction de protection qui sont activés lorsqu'au moins une des conditions suivantes est vérifiée : û lesdites conditions d'activation ne sont plus vérifiées ; û tous les moteurs agencés sur une même aile dudit aéronef sont simulta-25 nément en panne. Dans un premier mode de réalisation conforme à l'invention, les-dits moyens de calcul sont aptes à calculer un seuil de vitesse minimum et lesdits moyens de détermination de la puissance totale sont aptes à dé- terminer une puissance totale minimum pour maintenir la vitesse dudit aéronef au moins égale audit seuil de vitesse minimum. Au contraire, dans un second mode de réalisation conforme à l'invention, lesdits moyens de calcul sont aptes à calculer un seuil de vi- tesse maximum et lesdits moyens de détermination de la puissance totale sont aptes à déterminer une puissance totale maximum pour maintenir la vitesse dudit aéronef au plus égale audit seuil de vitesse maximum. Par ailleurs, l'invention concerne également un aéronef pourvu d'un dispositif tel que mentionné ci-dessus. 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 représente un schéma synoptique d'un dispositif conforme à l'invention. La figure 2 illustre un exemple de configuration dissymétrique des manettes de commande des moteurs de l'aéronef AC engendrant une dis-symétrie de puissance lors d'une situation de basse énergie, ainsi que la configuration modifiée déterminée par le dispositif de la figure 1. La figure 3 est un diagramme représentant l'évolution temporelle de la puissance totale appliquée aux moteurs dudit aéronef, le long d'une trajectoire T, conformément à l'invention. Les figures 4 à 9 illustrent de façon schématique un aéronef, sur lequel sont mis en évidence, le cas échéant, les moteurs en panne, les moteurs dont la puissance n'est pas modifiée et les moteurs dont la puis- sance est modifiée conformément à la présente invention. Sur la figure 1, selon un premier mode de réalisation conforme à la présente invention, on a représenté schématiquement un dispositif 1 de protection d'énergie pour un aéronef AC comportant quatre moteurs M1, M2, M3 et M4. Un tel dispositif 1 est destiné protéger l'aéronef AC contre des situations de basse énergie (faible vitesse, haute incidence, faible poussée moteur) qui peuvent mettre en péril la sécurité de l'aéronef AC, notamment près du sol. Le dispositif 1 comporte de façon usuelle : des moyens de détection, appartenant par exemple à une unité de détection 2, pour détecter toutes les pannes des moteurs M1 à M4 ; l'unité de détection 2 comportant une pluralité de capteurs Cl, C2, ..., Cn pour mesurer respectivement au moins certains des paramètres suivants : l'incidence de l'aéronef AC, l'angle de roulis et l'angle de tan- gage dudit aéronef AC, la vitesse courante de l'aéronef AC, la hauteur radio-altitude de l'aéronef AC (hauteur par rapport au sol), le nombre de Mach de l'aéronef AC, la position des manettes de commande du régime moteur (et donc la puissance courante individuelle appliquée à chacun des moteurs de l'aéronef AC), des paramètres moteur (régime moteur) permettant de détecter une panne moteur ; des moyens de déclenchement 3, reliés par l'intermédiaire de la liaison L1 à l'unité de détection 2, aptes à surveiller automatiquement une pluralité de paramètres particuliers dudit aéronef AC et à déclencher automatiquement des moyens de commande 4 lorsque des conditions d'activation (détaillées ci-après) sont vérifiées ; les moyens de commande 4 reliés par l'intermédiaire de la liaison L2 aux moyens de déclenchement 3. Les moyens de commande 4 sont déclenchables et aptes à activer une fonction de protection consistant à commander automatiquement, en fonction du nombre et de la position des moteurs de l'aéronef AC en panne, au moins certains des moteurs non en panne, lorsque lesdites conditions d'activation sont vérifiées. Pour ce faire, les moyens de commande 4 sont reliés, par l'intermédiaire des liaisons L3, à des moyens usuels 5 destinés à modifier la puissance courante individuelle desdits moteurs M1 à M4, notamment en modifiant l'alimentation en carburant de ces derniers ; et des moyens d'inhibition 6, par exemple intégrés dans les moyens de déclenchement 3, aptes à agir sur ces derniers de manière à inhiber l'activation de la fonction de protection. Plus précisément, les moyens d'inhibition 6 sont aptes à inhiber l'activation de ladite fonction de protection (c'est-à-dire empêcher ou arrêter la mise en oeuvre de cette fonction), lorsque deux moteurs qui agencés sur une même aile B ou C de l'aéronef AC sont simultanément en panne (voir les figures 4 à 9) ou lorsque les conditions d'activation de ladite fonction de protection ne sont plus vérifiées. Bien entendu, si la fonction de protection n'est pas activée ou si son activation a été inhibée, les différents moteurs M1 à M4 de l'aéronef AC sont commandés de façon usuelle suivant des ordres usuels engendrés 15 notamment par l'équipage de l'aéronef AC. Dans ce premier mode de réalisation, les moyens de déclenche-ment 3 comprennent également : ù des moyens de calcul 7 aptes à calculer un seuil de vitesse minimum permettant de garantir la manoeuvrabilité de l'aéronef AC. Ce seuil de 20 vitesse est par exemple déterminé à partir de données relatives à l'aéronef AC et notamment : l'incidence courante, la vitesse courante, les angles de tangage et de roulis, le facteur de charge. Bien entendu, d'autres paramètres de l'aéronef AC peuvent être pris en compte pour le calcul dudit seuil. II est à noter que ce seuil de vitesse minimum est 25 compris entre la vitesse de décrochage et la vitesse limite minimum sélectionnable (VLS) ; ù des premiers moyens de détermination 8, reliés auxdits moyens de cal-cul 7 par l'intermédiaire de la liaison L4, aptes à déterminer la puissance totale minimum à répartir entre les différents moteurs de l'aéronef AC, de manière à maintenir la vitesse de celui-ci au moins égale audit seuil de vitesse minimum calculé par les moyens de calcul 7 ; des deuxièmes moyens de détermination 9 aptes à déterminer la puissance totale courante appliquée à l'ensemble des moteurs de l'aéronef AC (la puissance totale courante étant la somme des puissances cou- rantes individuelles appliquées à chacun des moteurs M1 à M4) ; et des moyens de comparaison 10, reliés auxdits premiers et deuxièmes moyens de détermination 8 et 9 respectivement par les liaisons L5 et L6, qui sont aptes à effectuer la comparaison de la puissance totale courante avec la puissance totale minimum. Par ailleurs, selon le premier mode de réalisation, les moyens de commande 4 comprennent des troisièmes moyens de détermination 11 aptes à déterminer les puissances individuelles modifiées à appliquer au moins à certains des moteurs non en panne à commander, de sorte que la somme des puissances individuelles modifiées desdits moteurs commandés et des puissances courantes individuelles des moteurs non commandés soit au moins égale à la puissance totale minimum déterminée par les premiers moyens de détermination 8. Ces troisièmes moyens de détermination 11 peuvent prendre en compte une éventuelle dissymétrie des puissances courantes individuelles des moteurs commandés, de sorte que les puissances individuelles modifiées appliquées à chacun desdits moteurs commandés (pour atteindre la puissance totale minimum) réduisent cette dissymétrie. Ainsi, sur la figure 2, on a représenté un exemple de configuration dissymétrique des manettes de commande du régime des moteurs de l'aéronef AC, engendrant une dissymétrie de puissance, ainsi qu'une modification (en pointillé sur la figure 2) de cette configuration après l'activation de la fonction de protection (les conditions d'activation sont donc réalisées) conforme à l'invention. Dans cet exemple, on suppose qu'aucun des moteurs M1 à M4 n'est en panne. Les positions usuelles I, Il et III correspondent respectivement au régime ralenti, au régime maximum et au régime de décollage ou de remise des gaz après un atterrissage manqué. Comme le montre la figure 2, plus la puissance courante individuelle des moteurs est faible et plus la puissance individuelle supplémentaire appliquée à chacun des moteurs pour atteindre la puissance totale minimum est élevée, ce qui permet de réduire la dissymétrie de puissance de l'aéronef. Par ailleurs, comme le montre la figure 1, le dispositif 1 conforme à l'invention comporte des moyens manuels de désactivation 12, reliés par l'intermédiaire de la liaison L7 auxdits moyens de commande 4, qui sont susceptibles d'être actionnés par un des pilotes de l'aéronef AC et qui sont aptes à désactiver ladite fonction de protection lorsqu'ils sont action- nés. Ainsi, le pilote est susceptible à tout moment de désactiver ladite fonction de protection. Ledit dispositif 1 peut également comporter des moyens d'affichage 13, reliés par l'intermédiaire de la liaison L8 auxdits moyens de commande 4, aptes à afficher un message prévenant les pilotes de l'aéronef AC de toute activation de la fonction de protection, par exemple en affichant un message approprié sur un écran, tel qu'un écran primaire de vol de type PFD (� Primary Flight Display �) par exemple. Un tel mes-sage peut également indiquer la puissance totale supplémentaire ajoutée et sa répartition entre les différents moteurs commandés. L'activation de la fonction de protection peut en outre être signalée aux pilotes de l'aéronef par l'intermédiaire d'une alerte sonore ou d'une restitution tactile sur les organes de pilotage. On notera que la désactivation de la fonction de protection, par une action volontaire des pilotes sur les moyens manuels de désactivation 12, ne conduit pas à la restauration d'un niveau d'énergie satisfaisant sans risque pour l'aéronef AC. Aussi, on peut envisager d'afficher un message sur les moyens d'affichage 1 3, de manière à signaler aux pilotes que l'aéronef se trouve toujours dans une situation à risque. Un tel mes- sage peut disparaître dès que l'aéronef sort d'une telle situation de basse énergie. De plus, en cas de désactivation volontaire des pilotes de la fonction de protection, on peut diminuer progressivement les puissances individuelles modifiées appliquées auxdits moteurs commandés pour revenir 1 o aux puissances individuelles déterminées de façon usuelle à partir des or- dres usuels engendrés notamment par l'équipage de l'aéronef AC. Conformément au premier mode de réalisation, les moyens de déclenchement 3 prennent en compte comme conditions d'activation : ù une première condition relative à un besoin de déclenchement de la 15 fonction de protection. Cette première condition est vérifiée lorsque la puissance totale courante est inférieure à ladite puissance totale mini- mum ; et des secondes conditions relatives à une autorisation de déclenchement de la fonction de protection, qui sont basées sur des paramètres de 20 l'aéronef AC et de systèmes dudit aéronef AC. Lesdites secondes conditions sont vérifiées si les situations suivantes sont vérifiées simultanément : • l'altitude dudit aéronef AC est supérieure à une valeur d'altitude prédéterminée, lors de l'atterrissage. La fonction de protection est 25 donc inhibée au sol, et même lors de l'atterrissage, si l'aéronef AC est situé trop près du sol ; et • une pluralité de systèmes particuliers de l'aéronef AC, tels qu'une unité de référence de données air de type ADR (� Air Data Reference � en anglais), un système de référence inertielle de type IRS (� Inertial Reference System � en anglais), un radioaltimètre, un moyen de détermination de la vitesse air, et un moyen de détermination de l'angle d'incidence, est valide. Ces premières et secondes conditions doivent être vérifiées simul- tanément pour engendrer le déclenchement des moyens de commande 4. Sur le diagramme de la figure 3, on a représenté l'évolution tempo- relle, le long d'une trajectoire T de l'aéronef AC, de : la puissance totale appliquée (courbe B1 en trait plein) aux moteurs commandés par ladite fonction de protection de l'aéronef AC ; la puissance totale minimum (courbe B2 en pointillé) déterminée par les premiers moyens de détermination 8 ; et la puissance totale déterminée de façon usuelle à partir des ordres usuels engendrés notamment par l'équipage de l'aéronef AC (courbe B3 en trait mixte). Comme le montre la figure 3, entre les instants to et t1, les conditions d'activation de la fonction de protection ne sont pas réalisées. La puissance totale appliquée (courbe B1) est alors égale à la puissance dé-terminée de façon usuelle (courbe en pointillé). Entre les instants t1 et t2, les conditions d'activation sont désor- mais vérifiées, la puissance totale appliquée est alors égale à la puissance totale minimum (courbe B2). Après l'instant t2, les conditions d'activation ne sont plus réalisées, de sorte que la puissance totale appliquée est de nouveau égale à la puissance totale déterminée de façon usuelle. Par ailleurs, comme indiqué précédemment, la fonction de protection est déclenchée chaque fois que les conditions appropriées précitées sont réalisées. De plus, cette fonction de protection est inhibée unique-ment si deux moteurs qui sont situés sur une même aile B ou C de l'aéronef AC sont simultanément en panne. Sur les figures 4 à 9, on a représenté schématiquement différentes situations possibles qui montrent à chaque fois l'aéronef AC muni d'ailes B ou C. Chaque aile B, C comporte un moteur externe M1, M4 et un moteur interne M2, M3 par rapport au fuselage de l'aéronef AC. Sur ces figures, lesdits moteurs M1 à M4 sont : représentés barrés d'une croix lorsqu'ils sont en panne (par exemple le moteur M2 sur la figure 5) ; associés à une flèche lorsqu'ils sont commandés conformément à l'invention (par exemple les moteurs M1, M3 et M4 sur la figure 8). Une 1 o telle flèche illustre la poussée (ou la traction) correspondante ; et représentés sans croix ni flèche lorsqu'ils ne sont pas en panne mais ne sont pas commandés conformément à l'invention, de sorte qu'ils continuent d'engendrer une puissance individuelle représentative d'ordres usuels (par exemple pour le moteur M4 de la figure 5). 15 Lorsque les conditions d'activation sont réalisées, les moyens de commande 4 sont aptes à commander les moteurs suivants dudit aéronef AC: ù tous les moteurs M1 à M4, si aucun moteur n'est en panne, comme représenté sur la figure 4 ; 20 ù les deux moteurs internes M2 et M3, si un des moteurs externes M1 ou M4 est en panne comme représenté sur la figure 5. On limite ainsi la dissymétrie de poussée ; - les deux moteurs restants, si deux moteurs sont en panne mais ne se trouvent pas sur une même aile comme représenté sur les figures 6 et 25 7 ; - les trois moteurs restants, si un des moteurs internes M2 ou M3 est en panne comme représenté sur la figure 8 ; et aucun des moteurs M1 à M4, si au moins deux moteurs sont en panne sur une même aile comme représenté sur la figure 9. La fonction de protection est alors inhibée par les moyens d'inhibition. Dans un second mode de réalisation conforme à l'invention, le dis- positif 1 de protection d'énergie est désormais destiné à protéger l'aéronef AC contre des situations de haute énergie (vitesse élevée, forte poussée moteur) susceptibles de mettre en cause la sécurité de l'aéronef AC. Pour ce faire, les moyens de déclenchement 3 du dispositif 1 sont modifiés comme suit : les moyens de calcul 7 sont aptes à calculer un seuil de vitesse maximum déterminé de façon analogue au seuil de vitesse minimum du premier mode de réalisation ; les premiers moyens de détermination 8 sont aptes à déterminer la puis- sance totale maximum à répartir entre les différents moteurs de l'aéronef AC, de manière à maintenir la vitesse de celui-ci au plus égale audit seuil de vitesse maximum calculé par les moyens de calcul 7 ; et les moyens de comparaison 10 sont aptes à effectuer la comparaison de la puissance totale courante avec la puissance totale maximum. Par ailleurs, selon ce second mode de réalisation, les troisièmes moyens de détermination 11 sont aptes à déterminer les puissances individuelles modifiées à appliquer au moins à certains des moteurs non en panne à commander, de sorte que la somme des puissances individuelles modifiées desdits moteurs commandés et des puissances courantes individuelles des moteurs non commandés soit au plus égale à la puissance totale maximum déterminée par les premiers moyens de détermination 8. En outre, dans ce second mode de réalisation, les conditions d'activation sont également modifiées. En effet, la première condition relative à un besoin de déclenchement de la fonction de protection est vérifiée lorsque la puissance totale courante est supérieure à ladite puissance to- tale maximum. Les secondes conditions relatives à une autorisation de déclenchement de la fonction de protection restent quant à elles inchangées par rapport au premier mode de réalisation. Le fonctionnement du dispositif de protection du second mode de réalisation est sensiblement similaire à celui du premier mode de réalisation précédemment décrit. On pourra bien entendu concevoir un unique dispositif de protection d'énergie composite destiné à protéger l'aéronef AC à la fois contre des situations de basse et des situations de haute énergie aptes à mettre en péril la sécurité de l'aéronef AC. REVENDICATIONS1. Procédé pour la protection d'énergie d'un aéronef (AC) compor- tant au moins un moteur d'aile (M1 à M4) agencé sur chacune de ses ailes (B, C), procédé selon lequel on réalise de façon automatique les étapes suivantes : on détecte des pannes éventuelles desdits moteurs (M1 à M4) ; on mesure une pluralité de paramètres dudit aéronef (AC) ; on active une fonction de protection consistant à commander automatiquement, en fonction du nombre et de la position des moteurs en 1 o panne, au moins certains desdits moteurs non en panne dudit aéronef (AC), lorsque des conditions d'activation sont vérifiées, caractérisé : A) - en ce qu'on calcule un seuil de vitesse dudit aéronef (AC) à partir d'au moins certains desdits paramètres mesurés dudit aéronef (AC) ; 15 B) - en ce qu'on détermine, à partir dudit seuil de vitesse, une puissance totale à appliquer auxdits moteurs (M1 à M4) de l'aéronef (AC), de manière à garantir la protection d'énergie dudit aéronef (AC) ; et C) - en ce que, lorsque lesdites conditions d'activation sont vérifiées, on modifie progressivement la puissance courante individuelle de chacun 20 desdits moteurs non en panne commandés, de sorte que la somme des puissances individuelles modifiées desdits moteurs commandés et des puissances courantes individuelles des moteurs non commandés soit égale à la puissance totale déterminée. 2. Procédé selon la revendication 1, 25 caractérisé en ce que, après l'activation de ladite fonction de protection, on désactive cette dernière lorsque au moins une des conditions suivantes est vérifiée : û lesdites conditions d'activation ne sont plus vérifiées ; ù tous les moteurs agencés sur une même aile (B, C) dudit aéronef (AC) sont simultanément en panne. 3. Procédé selon la revendication 1 ou 2, caractérisé en ce qu'on détecte une éventuelle dissymétrie des puissances courantes individuelles desdits moteurs commandés ; et en ce que, en cas de détection d'une dissymétrie de puissance dudit aéronef (AC), on modifie lors de ladite étape C) les puissances courantes individuelles desdits moteurs commandés, en tenant compte de leur ~o valeur courante, de manière à réduire ladite dissymétrie de puissance. 4. Procédé selon l'une des revendications 1 à 3, pour lequel lesdi- tes conditions d'activation comprennent une première condition relative à un besoin d'activation de ladite fonction de protection, caractérisé 15 en ce que, à l'étape A), on calcule un seuil de vitesse minimum ; en ce que, à l'étape B), on détermine une puissance totale minimum pour maintenir la vitesse dudit aéronef (AC) au moins égale audit seuil de vitesse minimum ; en ce que ladite première condition est vérifiée lorsque la puissance 20 courante totale dudit aéronef (AC) est inférieure à ladite puissance totale minimum déterminée ; et en ce que, à l'étape C), on augmente les puissances courantes individuelles desdits moteurs commandés, de manière à éviter une situation de basse énergie. 25 5. Procédé selon l'une des revendications 1 à 4, pour lequel lesdites conditions d'activation comprennent une première condition relative à un besoin d'activation de ladite fonction de protection, caractérisé ù en ce que, à l'étape A), on calcule un seuil de vitesse maximum ; 19 en ce que, à l'étape B), on détermine une puissance totale maximum telle que la vitesse dudit aéronef (AC) soit au plus égale audit seuil de vitesse maximum ; en ce que ladite première condition est vérifiée lorsque la puissance courante totale dudit aéronef (AC) est supérieure à ladite puissance to- tale maximum déterminée ; et en ce que, à l'étape C), on abaisse les puissances courantes individuel-les desdits moteurs commandés, de manière à sortir ledit aéronef (AC) d'une situation de haute énergie. 6. Procédé selon la revendication 4 ou 5, pour lequel lesdites conditions d'activation comprennent des secondes conditions relatives à une autorisation d'activation de ladite fonction de protection devant être vérifiées simultanément avec ladite première condition, caractérisé en ce que lesdites secondes conditions sont vérifiées si les si- tuations suivantes sont simultanément vérifiées : ù l'altitude dudit aéronef (AC) est supérieure à une valeur d'altitude prédéterminée, lors de l'atterrissage ; et - une pluralité de systèmes particuliers dudit aéronef (AC) est valide. 7. Procédé selon la revendication 4, caractérisé : ù en ce qu'on désactive ladite fonction de protection par une action volontaire des pilotes dudit aéronef (AC) par l'intermédiaire de moyens de désactivation (12) ; et ù en ce que, en cas de désactivation de ladite fonction de protection par les pilotes dudit aéronef (AC), on diminue progressivement lesdites puissances individuelles modifiées appliquées auxdits moteurs commandés pour atteindre des valeurs de puissances individuelles prédéterminées. 8. Procédé selon la revendication 5, caractérisé : ù en ce qu'on désactive ladite fonction de protection par une action volontaire des pilotes dudit aéronef (AC) par l'intermédiaire de moyens de désactivation (12) ; et - en ce que, en cas de désactivation de ladite fonction de protection par les pilotes dudit aéronef (AC), on augmente progressivement lesdites puissances individuelles modifiées appliquées auxdits moteurs commandés pour atteindre des valeurs de puissances individuelles prédé- terminées. 9. Dispositif de protection d'énergie pour la mise en oeuvre du pro-cédé tel que spécifié sous l'une des revendications 1 à 8, ledit dispositif (1) comportant : des moyens de détection pour détecter les pannes desdits moteurs (M1 àM4); des moyens de mesure (2) pour mesurer une pluralité de paramètres dudit aéronef (AC) ; des moyens de commande (4) déclenchables pour activer ladite fonction de protection consistant à commander automatiquement, en fonc- tion du nombre et de la position des moteurs en panne, au moins certains desdits moteurs non en panne dudit aéronef (AC), lesdits moyens de commande (4) étant déclenchés lorsque lesdites conditions d'activation sont vérifiées ; et des moyens de déclenchement (3) pour surveiller automatiquement au moins certains desdits paramètres mesurés dudit aéronef (AC) et pour déclencher automatiquement lesdits moyens de commande (4) lorsque lesdites conditions d'activation sont vérifiées, caractérisé en ce qu'il comporte de plus : des moyens de calcul (7) aptes à calculer ledit seuil de vitesse à partir d'au moins certains desdits paramètres mesurés dudit aéronef (AC) ; des moyens (8) aptes à déterminer, à partir dudit seuil de vitesse, ladite puissance totale à appliquer auxdits moteurs (M1 à M4) pour garantir la protection d'énergie dudit aéronef (AC) ; et des moyens (1 1) aptes à déterminer lesdites puissances individuelles modifiées à appliquer au moins à certains des moteurs non en panne commandés, de sorte que la somme des puissances individuelles modifiées desdits moteurs commandés et des puissances courantes individuelles des moteurs non commandés soit égale à la puissance totale dé-terminée, lesdits moyens (Il) étant activés lorsque lesdites conditions d'activation sont vérifiées. 10. Aéronef, caractérisé en ce qu'il comporte un dispositif (1) tel que spécifié sous la 15 revendication 9.