FR 2946021 A1 20101203 FR 0902570 A 20090528 La présente invention concerne un procédé et un dispositif pour la détection d'une dissymétrie de poussée d'un aéronef lors d'un atterris-sage. L'invention concerne également un aéronef pourvu d'un tel dispositif. Quoique non exclusivement, la présente invention est particulière-ment bien adaptée aux aéronefs dont les moteurs sont équipés d'inverseurs de poussée. On sait que les aéronefs modernes, notamment les avions civils de transport, sont équipés de moteurs commandés individuellement par des manettes de commande des gaz. Ces dernières peuvent occuper plusieurs positions, associées chacune à un régime moteur engendrant une poussée déterminée, parmi lesquelles une position de ralenti et une position de dé-collage. Les moteurs de ces aéronefs sont fréquemment équipés d'inverseurs de poussée, de sorte que les manettes de commande sont en outre aptes à occuper une position d'inversion de poussée, permettant l'activation des inverseurs de poussée, qui est généralement agencée de telle façon que la position de ralenti soit intercalée entre la position d'inversion de poussée et la position de décollage. Lors de l'atterrissage d'un aéronef, avant le toucher des roues sur la piste, les pilotes coupent la poussée des moteurs ou reprennent en main la régulation qui était automatique (associée au mode Auto-Manette) en amenant ou en prenant les manettes de commande dans la position de ralenti. Ils peuvent ensuite activer les inverseurs de poussée en amenant les manettes de commande dans la position d'inversion de poussée, pour réaliser un freinage par inversion de poussée. Dès lors qu'un tel freinage est achevé, les pilotes désactivent les inverseurs de poussée en amenant les manettes de commande dans la position de ralenti, depuis la position d'inversion de poussée. Les évolutions technologiques apportées à la gestion des manettes de commande des aéronefs (notamment la suppression de la motorisation des manettes) ont conduit à introduire une surveillance basée sur la position desdites manettes lors des atterrissages, de manière à rappeler à l'équipage de mettre les manettes de commande en position de ralenti pendant l'arrondi et avant le toucher des roues. Cette surveillance est généralement effectuée par un calculateur d'alarmes de vol embarqué à bord des aéronefs. Une telle surveillance se caractérise par l'émission unique et systématique d'une indication vocale de rappel lorsque l'altitude de l'aéronef est au plus égale à un seuil d'altitude (10 ou 20 pieds selon le mode d'atterrissage), de manière à rappeler aux pilotes de ramener les manettes de commande des gaz dans la position de ralenti. Cette indication de rappel se présente sous la forme d'une synthèse vocale, qui peut être précédée ou non d'une annonce de l'altitude courante de l'aéronef. Elle est émise systématiquement lors de chaque vol de l'aéronef, quelle que soit la position des manettes de commande. En outre, lors d'un atterrissage, lorsque l'altitude de l'aéronef est sous le seuil d'altitude, cette même indication de rappel est émise à intervalle régulier tant qu'au moins une des trois conditions suivantes n'est pas vérifiée : û une des manettes de commande occupe la position d'inversion de pous- sée ; û les manettes de commande occupent la position de décollage ; û les manettes de commande occupent la position de ralenti. Cependant, la surveillance précitée ne prend pas en compte certains cas de dissymétries des manettes susceptibles d'engendrer des si- tuations critiques, telles que des sorties de piste consécutives à une dis-symétrie de position des manettes de commande lors d'un atterrissage. En effet, après le toucher des roues sur le sol, lors du placement des manettes de commande dans la position de ralenti ou dans la position d'inversion de poussée, au moins une manette de commande peut rester dans une position en avant de la position de ralenti, c'est-à-dire associée à un régime moteur plus élevé que le régime de ralenti, engendrant un premier cas de dissymétrie de position des manettes de commande. Lorsqu'une telle position dissymétrique des manettes de commande est détectée par le calculateur d'alarmes lors d'un atterrissage, celui-ci déclenche une alarme rouge comportant : û l'émission d'une alarme sonore sous la forme d'un son de carillon disharmonieux et répétitif (ou alarme CRC pour en anglais � Continous Repetitive Chime �) ; 15 û l'allumage d'un voyant sur une interface de contrôle de vol ; et û l'affichage d'un message texte sur un écran d'avertissement moteur dans le poste de pilotage de l'aéronef. Toutefois, le calculateur d'alarmes ne prend pas en compte, lors de l'atterrissage, un second cas de dissymétrie de position des manettes 20 de commande résultant d'une mauvaise manipulation de celles-ci. Plus précisément, après le toucher des roues sur la piste, lors de la désactivation des inverseurs de poussée (c'est-à-dire du passage des manettes de commande de la position d'inversion de poussée à la position de ralenti), au moins une manette de commande peut être repoussée de façon non 25 intentionnelle dans une position en avant de la position de ralenti, correspondant à un régime moteur supérieur au régime de ralenti. Une telle dissymétrie de position des manettes de commande en-gendre une dissymétrie de poussée des moteurs de l'aéronef, lors de la phase de roulage au sol (qui suit un freinage par inversion de poussée), susceptible de conduire à une sortie de piste de l'aéronef. La présente invention a pour objet de détecter le second cas de dissymétrie de position des manettes de commande d'un aéronef et de le signaler aux pilotes, de telle façon que ceux-ci identifient immédiatement et sans ambiguïté une situation exceptionnelle. A cette fin, grâce à l'invention, le procédé pour la détection, lors d'un atterrissage, d'une dissymétrie de poussée d'un aéronef pourvu d'au moins deux moteurs commandés individuellement par des manettes de commande aptes à occuper plusieurs positions associées chacune à un régime moteur, parmi lesquelles une position correspondant au régime de ralenti et une position correspondant à un régime maximal de décollage et de remise des gaz, est remarquable en ce qu'il comporte les étapes suivantes : A/ on détermine préalablement un seuil de position, compris entre ladite position de ralenti et ladite position de régime maximal, et tel que, lorsqu'au moins une desdites manettes de commande (4.1, 4.2) est disposée entre ledit seuil de position (Réf) et ladite position de régime maximal (III), une dissymétrie de poussée des moteurs (3.1, 3.2) est observée ; B/ on vérifie qu'au moins une condition relative à l'atterrissage est validée ; C/ on détecte l'occupation, par au moins une desdites manettes de commande, d'une position intermédiaire comprise entre ledit seuil de position et ladite position de régime maximal, ainsi que l'occupation, par au moins une autre manette de commande, de ladite position de ralenti ; et D/ lorsque ladite condition d'atterrissage est validée et qu'au moins une desdites manettes de commande occupe ladite position intermédiaire, au moins une autre manette de commande occupant ladite position de ralenti, on émet au moins une alarme à l'attention des pilotes dudit aéronef afin de leur signaler une dissymétrie de position des manettes de commande. Ainsi, grâce à l'invention, on peut détecter le second cas de dis- symétrie de position des manettes précité pour le signaler aux pilotes. Ledit seuil de position peut être choisi de telle manière que par exemple, lorsque la manette de commande d'au moins un des moteurs l'occupe et que les autres manettes sont dans la position de ralenti, la dis- 1 o symétrie de poussée des moteurs est significative. Dans le cas où lesdites manettes de commande dudit aéronef sont aptes à occuper une position de décollage à poussée réduite correspondant à un régime moteur inférieur au régime moteur de ladite position de régime maximal, on peut interrompre, lorsque l'étape D/ est réalisée, ladite 15 alarme émise dès qu'au moins une desdites manettes de commande occupe une position comprise entre ladite position de décollage à poussée réduite et ladite position de régime maximal. Une telle configuration des manettes est considérée comme le résultat d'une action volontaire des pilotes (par exemple lorsqu'ils souhaitent redécoller). 20 En outre, lorsque l'étape D/ est réalisée, on peut interrompre l'alarme émise dès que ladite manette de commande occupant ladite position intermédiaire est amenée par les pilotes dans une position comprise entre ladite position de ralenti et ledit seuil de position. De plus, lorsque les moteurs de l'aéronef sont équipés d'inverseurs 25 de poussée et que les manettes de commande sont aptes à occuper une position associée à un régime d'inversion de poussée, on interrompt, lors-que l'étape D/ est réalisée, l'alarme émise dès que ladite manette de commande occupant ladite position intermédiaire est amenée par les pilo- tes dans une position comprise entre ladite position d'inversion de poussée et ledit seuil de position. De façon avantageuse, ladite condition d'atterrissage est validée lorsqu'au moins une des conditions suivantes est vérifiée : ù ledit aéronef est en contact avec le sol ; ù après avoir préalablement touché le sol, ledit aéronef est dans une phase de rebond au cours de laquelle il n'est plus en contact avec le sol. Ainsi, on évite une interruption puis une réapparition de l'alarme dans les phases de rebond, source de gêne importante pour les pilotes. En outre, en variante ou en complément, dans le cas où ledit aéronef est équipé de volets déporteurs escamotables aptes à occuper une position déployée et une position escamotée, ladite condition d'atterrissage peut être validée lorsque lesdits volets déporteurs occupent ladite position déployée. De plus, il peut être avantageux de vérifier que la position des ma-nettes reste inchangée pendant un délai de confirmation prédéterminé (par exemple égal à 1 s). De cette manière, on prévient tout déclenchement intempestif de l'alarme, par exemple après un bref passage des manettes dans la configuration dissymétrique. En outre, pour activer le déclenchement de l'alarme, il peut être souhaitable que les éléments mobiles des moteurs (par exemple la soufflante pour un turbomoteur) soient en rotation. Ainsi, en cas de panne d'un des moteurs (par procédure, la manette de commande correspondante est mise dans la position de ralenti et celle du ou des moteurs opé- rationnels est mise dans une position associée à un régime moteur supé- rieur au régime de ralenti), l'émission de l'alarme peut être inhibée. Par ailleurs, ladite alarme est apte à être déclenchée lorsqu'au moins une des conditions d'activation suivantes est validée : ù la vitesse dudit aéronef est au moins égale à un seuil de vitesse prédéterminé ; ù une temporisation prédéterminée, déclenchée lors du contact dudit aéronef avec le sol, n'est pas achevée. De façon avantageuse, ladite alarme émise comprend une émission en continu d'une indication vocale de rappel, dont le rythme d'émission n'est pas régulier. De préférence, l'émission de l'indication de rappel peut comporter une diminution de la pause entre deux indications successives une fois sur deux. En outre, le volume sonore de l'indication de rappel peut être augmenté par rapport à celui usuellement mis en oeuvre lorsque l'aéronef franchit le seuil d'altitude (10 ou 20 pieds) au cours de la phase d'approche d'un atterrissage. Dans la mesure où la synthèse vocale de l'indication de rappel est identique à celle mise en oeuvre systématiquement à chaque atterrissage, les pilotes comprennent rapidement le sens de cette indication car ils la connaissent. Ils n'ont donc pas à analyser une nouvelle indication. En outre, le rythme d'émission non régulier et l'augmentation du volume associés à l'émission de cette indication de rappel permettent aux pilotes d'être avertis que la configuration n'est pas la configuration usuelle d'oubli de manette à l'atterrissage et qu'ils doivent prêter une attention toute particulière. Le rythme d'émission de l'indication de rappel est donc lié à la criticité de l'événement. Ainsi, on assure que l'alarme émise est compréhensible immédiatement et sans ambiguïté afin que les pilotes puissent le plus rapidement corriger la position de la ou des manettes. En outre, une telle alarme sonore peut également être accompa- gnée de : ù l'allumage d'un voyant, par exemple sur une interface de contrôle de vol dans le cockpit de l'aéronef ; et/ou - l'affichage d'un message texte, par exemple sur un écran dans le cockpit de l'aéronef. La présente invention concerne en outre un dispositif pour la mise en oeuvre du procédé de détection tel que décrit précédemment, à bord d'un aéronef pourvu d'au moins deux moteurs commandés individuelle-ment par des manettes de commande aptes à occuper plusieurs positions associées chacune à un régime moteur, parmi lesquelles une position correspondant au régime de ralenti et une position correspondant à un régime maximal de décollage et de remise des gaz. 7o Selon l'invention, ce dispositif comporte : û des moyens pour déterminer un seuil de position, compris entre ladite position de ralenti et ladite position de régime maximal, et tel que, lorsqu'au moins une desdites manettes de commande (4.1, 4.2) est disposée entre ledit seuil de position (Réf) et ladite position de régime 15 maximal (III), une dissymétrie de poussée des moteurs (3.1, 3.2) est observée ; û des moyens pour vérifier qu'au moins une condition relative à l'atterrissage est validée ; des moyens pour détecter l'occupation, par au moins une desdites 20 manettes de commande, d'une position intermédiaire comprise entre le-dit seuil de position et ladite position de régime maximal, ainsi que l'occupation, par au moins une autre manette de commande, de ladite position de ralenti ; et û des moyens pour déclencher au moins une alarme à l'attention des pilo- 25 tes dudit aéronef, lorsque ladite condition d'atterrissage est validée et qu'au moins une desdites manettes de commande occupe ladite position intermédiaire, au moins une autre manette de commande occupant ladite position de ralenti. Dans le cas où un calculateur d'alarmes de vol est embarqué à bord de l'aéronef, le dispositif peut avantageusement être intégré dans ce calculateur. L'invention concerne également un aéronef comportant un disposi- tif 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 illustre schématiquement un avion bimoteur et ses ma- nettes de commande des gaz, associées respectivement à chacun desdits moteurs. A des fins de clarté du dessin, les manettes sont représentées à l'extérieur dudit avion. La figure 2 est un schéma synoptique du dispositif de détection de dissymétrie de position des manettes de commande, conforme à la pré- sente invention. La figure 3 représente, sous forme synoptique, une variante conforme à l'invention du dispositif de la figure 2. L'avion AC, montré schématiquement du dessus sur la figure 1, comporte un fuselage 1 et deux ailes 2, symétriques par rapport audit fu- selage 1. Sur chacune des ailes 2 est monté un moteur 3.1, 3.2 équipé d'un inverseur de poussée. Bien entendu, en variante, l'avion AC pourrait être un avion quadri-moteur ou bien tri-moteur avec deux des trois moteurs symétriques par rapport au fuselage 1. En outre, on rappelle que la présente invention s'applique également aux avions dont les moteurs ne sont pas équipés d'inverseurs de poussée. L'avion AC est en outre pourvu de volets déporteurs V.1 et V.2 escamotables, aptes à occuper simultanément soit une position escamotée, soit une position déployée. Ils sont déployés lors d'une phase d'approche, au cours d'un atterrissage. En position déployée, les volets déporteurs V.1 et V.2 provoquent une diminution de la portance de la voilure 2 de l'avion AC. En outre, l'avion AC comporte des trains d'atterrissage U avant et arrière, équipés chacun de roues W. De façon usuelle, le régime des moteurs de l'avion AC est commandé individuellement par une manette de commande 4.1, 4.2 associée au moteur correspondant 3.1, 3.2. Sur la figure 1, les manettes de commande 4.1 et 4.2 des moteurs 3.1 et 3.2 sont représentées extérieures à l'avion AC, alors qu'elles sont, en réalité, montées à bord du cockpit de ce dernier. Ces manettes 4.1 et 4.2 sont aptes à occuper une pluralité de positions parmi lesquelles les positions marquées (repérées 0, I, II, III et IV sur la figure 1) suivantes : ù une position 0 de ralenti associée à un régime de ralenti ; une position I de montée associée à un régime moteur engendrant une poussée de montée ; ù une position Il de décollage à poussée réduite associée à un régime moteur engendrant une poussée réduite de décollage. Une telle position peut également être associée à un régime moteur engendrant une poussée maximum continue, mise en oeuvre notamment lorsqu'au moins un des moteurs est en panne ; ù une position III de régime maximal engendrant une poussée maximale de décollage ou de remise des gaz ; et ù une position IV d'inversion de poussée permettant l'activation des inverseurs de poussée. Elle est associée à un régime moteur engendrant une poussée inverse. Les manettes de commande 4.1 et 4.2 étant chacune constituées d'un levier 5.1, 5.2 non motorisé, apte à basculer d'avant en arrière, et inversement, autour d'un axe, il est usuel de repérer leur position par un angle défini par rapport à la position de ralenti 0, prise comme origine. Par convention, pour chaque manette 4.1, 4.2, l'angle correspondant est positif, lorsqu'il est associé à une position obtenue par un basculement vers l'avant de la manette 4.1, 4.2 depuis la position de ralenti 0, et négatif, lorsqu'il est associé à une position résultant d'un basculement vers l'arrière de la manette 4.1, 4.2 depuis la position de ralenti 0. Les positions marquées I, Il et III sont agencées en avant de la position de ralenti 0, respectivement dans cet ordre, alors que la position IV d'inversion de poussée est disposée en arrière de la position de ralenti O. Il est bien évident que l'invention s'applique également à tout autre type de 1 o manette désiré. Par ailleurs, l'avion AC est pourvu, de façon usuelle, d'un pilote automatique (non représenté) apte, notamment, à réguler automatique-ment le régime des moteurs lorsqu'un mode de régulation automatique � Auto-Manette � est activé, d'une interface de contrôle de vol et d'un 15 système de gestion de vol. Il comporte également un calculateur d'alarmes de vol (non représenté) apte à gérer l'émission d'alarmes sonores et/ou visuelles. Après avoir préalablement été armé par les pilotes via l'interface de contrôle, le mode Auto-Manette devient actif lorsque les manettes sont 20 amenées par les pilotes dans une position de régulation automatique, correspondant, par exemple, à la position de montée I. En mode Auto-Manette, la poussée des moteurs est commandée soit directement par les pilotes en imposant une consigne de vitesse via l'interface de contrôle, soit par le système de gestion de vol. 25 Lors d'un atterrissage, l'approche peut être effectuée en mode Auto-Manette, les manettes 4.1 et 4.2 occupant alors la position de régulation automatique 1, en avant de la position de ralenti 0. A l'approche du sol, en l'absence de motorisation des manettes 4.1 et 4.2, les pilotes doivent réduire manuellement la poussée des mo- teurs en amenant les manettes 4.1 et 4.2 dans la position de ralenti 0, depuis la position de régulation automatique I. Ensuite, par exemple au toucher des roues sur le sol, les pilotes peuvent commander un freinage par inversion de poussée en amenant les manettes 4.1 et 4.2 dans la position d'inversion de poussée IV, ce qui active les inverseurs de poussée. Une fois le freinage par inversion de poussée achevé, il convient aux pilotes de ramener les manettes dans la position de ralenti 0, depuis la position d'inversion de poussée IV, pour désactiver les inverseurs de poussée. Cependant, comme précédemment indiqué, les cas de dissymétrie de position des manettes suivants peuvent se produire : premier cas de dissymétrie : après le toucher des roues sur le sol, lors du placement des manettes de commande dans la position de ralenti 0 ou dans la position d'inversion de poussée IV (lors d'un freinage par in- version de poussée), au moins une manettes de commande 4.1, 4.2 peut restée dans une position en avant de la position de ralenti 0 ; û second cas de dissymétrie : les pilotes amènent de façon non intentionnelle au moins une des manettes 4.1, 4.2 dans une position en avant de la position de ralenti 0 (c'est-à-dire associée à un régime moteur su- périeur au régime de ralenti), par exemple depuis la position d'inversion IV lors de la désactivation des inverseurs de poussée. Selon l'invention, le calculateur d'alarmes de l'avion AC comporte un dispositif de détection 6 apte à détecter et déclencher une alarme lors-que le second cas de dissymétrie précité est vérifié. Bien évidemment, en variante, le dispositif de détection peut être intégré dans un autre calcula- teur de l'avion AC, différent du calculateur d'alarmes. Dans un mode de réalisation préféré représenté sur la figure 2, le dispositif de détection 6 du calculateur d'alarmes comporte : des moyens de détermination P d'un seuil de position Réf (correspondant par exemple à un angle de +6° par rapport à la position de ralenti 0) comprise entre la position de ralenti 0 et la position III de régime maximal. Le seuil de position Réf est tel que, lorsqu'une manette 4.1, 4.2 est dans la position de ralenti 0 et que l'autre manette 4.1, 4.2 occupe le seuil de position Réf, une poussée dissymétrique significative est observée en sortie des moteurs 3.1, 3.2 nécessitant une intervention des pilotes sur le contrôle latéral de l'avion AC. Le seuil de position Réf est associé à un régime moteur engendrant une poussée (corres- pondant à un seuil de poussée) de préférence moins élevée que la poussée de décollage à poussée réduite ; û des premiers moyens de détection 7 qui reçoivent en entrée, par l'intermédiaire des liaisons L1 et L2, des informations de position émises respectivement par les manettes de commande 4.1 et 4.2. Ils sont en outre reliés aux moyens de détermination P. Lorsque les manettes 4.1 et 4.2 occupent la position de ralenti 0, les premiers moyens de détection 7 émettent, en sortie, une valeur � 0 �. En revanche, lorsqu'au moins une des manettes 4.1, 4.2 occupe la position de ralenti 0 et que l'autre manette 4.1, 4.2 occupe une position intermédiaire, en avant de la position de ralenti 0, comprise entre le seuil de position Réf et la position Il de décollage à poussée réduite, les premiers moyens de détection 7 émettent, en sortie, une valeur � 1 �. Les moyens de détection 7 peuvent également attendre un délai de confirmation de la position des manettes (par exemple égal à 1 s) avant d'émettre une valeur (� 0 � ou � 1 �). Il est à noter que, en variante ou en complément, les premiers moyens de détection 7 peuvent émettre une valeur � 1 � à la condition supplémentaire que lesdites manettes 4.1 et 4.2 occupaient préalable-ment la position d'inversion de poussée IV, avant d'occuper, pour l'une, la position de ralenti 0 et, pour l'autre, une telle position intermédiaire ; une première porte logique ET 8 à trois entrées, qui reçoit à ses entrées la valeur de sortie des premiers moyens de détection 7 ainsi que des in-formations sur l'état de rotation des éléments mobiles (par exemple la soufflante pour un turboréacteur) de chacun des moteurs 3.1, 3.2, par l'intermédiaire respectivement des liaisons L3, L4 et L5. Lorsque les éléments mobiles des deux moteurs 3.1 et 3.2 sont en rotation et que les premiers moyens de détection 7 délivrent une valeur � 1 �, la première porte ET 8 émet, en sortie, une valeur � 1 �. Dans les autres cas (les éléments mobiles d'au moins un des moteurs 3.1, 3.2 ne tournent 1 o pas, valeur � 0 � délivrée en sortie des premiers moyens de détection 7, etc ...), elle émet une valeur � 0 � ; une première porte logique OU 9 à trois entrées, qui reçoit à ses entrées, un signal représentatif de l'état des volets déporteurs V1 et V2 de l'avion AC (qui prend la valeur � 1 �, lorsque les volets déporteurs 15 sont déployés, et la valeur � 0 � dans le cas contraire), un signal représentatif du contact des roues W de l'avion AC avec le sol (qui prend la valeur � 1 �, lorsque les roues W de l'avion AC touchent le sol, et la valeur � 0 � dans le cas contraire) émis par un calculateur Ca embarqué recevant des informations des trains d'atterrissage U, ainsi qu'un signal 20 représentatif d'un rebond de l'avion AC après toucher des roues sur la piste (qui prend la valeur � 1 �, lorsque l'avion AC rebondit sur la piste (les roues ne sont plus en contact avec la piste), et la valeur � 0 � dans le cas contraire) émis par le calculateur Ca, par l'intermédiaire respectivement des liaisons L6, L7 et L8. Lorsqu'au moins un des signaux 25 prend la valeur � 1 �, alors la première porte logique OU 9 émet, en sortie, une valeur � 1 � ; des moyens de vérification 10 aptes à recevoir, en entrée, un signal représentatif de la vitesse S de l'avion AC (qui prend une valeur � 1 �, lorsque la vitesse S de l'avion AC est au plus égale à un seuil de vitesse prédéterminé (par exemple égal à 40kts), et une valeur � 0 � dans le cas contraire) et un signal représentatif d'une temporisation (par exemple égale à 60s) déclenchée au toucher des roues W sur le sol par un calculateur embarqué Cb (le signal de temporisation prenant une valeur � 1 �, lorsque la temporisation n'est pas expirée, et une valeur � 0 � à l'expiration de celle-ci), par l'intermédiaire respectivement des liaisons L9 et L10. Lorsqu'un signal de vitesse parvient aux moyens de vérification 10 (c'est-à-dire que l'information de vitesse S est disponible), ces derniers délivrent en sortie la valeur � 0 � ou � 1 � que prend le signal de vitesse, quelle que soit la valeur � 0 � ou � 1 � du signal de temporisation. En revanche, dans le cas où aucun signal de vitesse ne parvient aux moyens de vérification 10 (c'est-à-dire que l'information de vitesse S est indisponible), ces derniers émettent, en sortie, la valeur � 0 � ou � 1 � correspondant à celle que prend le signal de temporisation ; ù une deuxième porte logique ET 11, dont les entrées sont reliées respectivement à la sortie de la première porte ET 8 et à la sortie de la première porte OU 9, par l'intermédiaire respectivement des liaisons L11 et L12. Lorsque chacune de ses entrées reçoit une valeur � 1 �, la deuxième porte ET 1 1 émet, en sortie, une valeur � 1 � ; û une troisième porte logique ET 12, dont les entrées sont reliées respectivement à la sortie de la deuxième porte ET 1 1 et à la sortie des moyens de vérification 10, par l'intermédiaire respectivement des liai-sons L13 et L14. Lorsque chacune de ses entrées reçoit une valeur � 1 �, la troisième porte ET 12 émet, en sortie, une valeur � 1 � ; et û une bascule RS 13. L'entrée S prioritaire de la bascule RS 13 est reliée à la sortie de la troisième porte ET 12, par la liaison L15, et l'entrée R est reliée à la sortie de la deuxième porte ET 11, par la liaison L16. L'entrée R reçoit l'inverse de la valeur de la sortie de la deuxième porte ET 12 (c'est-à-dire que si la sortie de la porte ET 12 est égale à � 1 �, elle reçoit une valeur � 0 �, et inversement). La bascule RS 13 est apte à délivrer, en sortie, un signal de déclenchement d'une alarme dans le cockpit de l'avion AC, par l'intermédiaire de la liaison L17. Lorsque le signal de déclenchement prend une valeur � 1 � (par exemple lorsque l'entrée S reçoit une valeur � 1 �, l'entrée R reçoit alors une valeur � 0 �), l'alarme est émise. Lorsque ce signal de déclenchement prend une valeur � 0 �, l'alarme n'est pas émise ou bien son émission est interrompue. De plus, dans le cas où les deux entrées R et S reçoivent simultanément la valeur � 0 �, le signal de déclenchement conserve sa 1 o valeur courante (par exemple la valeur � 1 �, lorsque les entrées R et S recevaient respectivement une valeur � 0 � et une valeur � 1 �, de sorte que l'alarme émise n'est pas interrompue) ; Tel que représenté sur la figure 2, l'avion AC comporte en outre un dispositif d'alarmes D apte à recevoir le signal de déclenchement émis 15 par la bascule RS 13, par l'intermédiaire de la liaison L17, et à émettre une alarme dans le cas où la valeur que prend le signal de déclenchement est égale à � 1 �. Par ailleurs, de façon usuelle, comme cela a été indiqué précédemment, le calculateur d'alarmes peut commander : 20 û l'émission d'une indication de rappel, sous la forme d'une synthèse vo-cale, soit de façon unique et systématique lorsque l'altitude de l'avion est inférieure à un seuil d'altitude (10 ou 20 pieds selon le mode d'atterrissage), soit de façon répétitive à intervalle régulier lorsque l'altitude est sous le seuil d'altitude, tant qu'au moins une des trois 25 conditions suivantes n'est pas vérifiée : • une des manettes 4.1, 4.2 occupe la position d'inversion de poussée IV; • les manettes 4.1 et 4.2 occupent la position de décollage III ; • les manettes 4.1 et 4.2 occupent la position de ralenti 0 ; le déclenchement d'une alarme rouge en cas de position dissymétrique des manettes 4.1 et 4.2 lors de l'activation d'un freinage par inversion de poussée (correspondant au premier cas de dissymétrie de position des manettes précité), ladite alarme rouge comportant : • l'émission d'une alarme sonore sous la forme d'un son de carillon disharmonieux et répétitif (alarme CRC) ; • l'allumage d'un voyant sur l'interface de contrôle de vol ; et • l'affichage d'un message texte sur un écran d'avertissement moteur dans le poste de pilotage de l'avion AC. Selon la présente invention, l'alarme déclenchée par le signal de déclenchement en sortie de la bascule RS 1 3, pour signaler le second cas de dissymétrie des manettes, se caractérise par : û une émission en continu d'une indication de rappel à synthèse vocale, qui comporte une diminution de la pause entre deux indications succes- sives une fois sur deux. Ainsi, le rythme d'émission de l'indication de rappel, conforme à l'invention, n'est pas régulier ; et - le fait que le volume sonore de l'indication de rappel est augmenté par rapport à celui usuellement mis en oeuvre lors de l'émission de la même indication vocale. L'émission d'une telle indication de rappel remplace le son CRC des alarmes rouges connues. Dans le cas où la synthèse vocale de l'indication de rappel est identique à celle mise en oeuvre systématiquement à chaque atterrissage, les pilotes comprennent rapidement le sens de cette indication car ils la connaissent. Ils n'ont donc pas à analyser une nouvelle indication. En outre, le rythme d'émission non régulier et l'augmentation du volume associés à l'émission de cette indication de rappel permettent aux pilotes d'être avertis que la configuration n'est pas la configuration usuelle d'oubli de manette à l'atterrissage et qu'ils doivent prêter une attention toute par- ticulière. Le rythme d'émission de l'indication de rappel est donc lié à la criticité de l'événement. L'alarme sonore destinée à signaler le second cas de dissymétrie des manettes 4.1 et 4.2 aux pilotes peut également être accompagnée de : ù l'allumage d'un voyant, par exemple sur l'interface de contrôle de vol ; et ù l'affichage d'un message texte, par exemple sur l'écran d'avertissement moteur dans le poste de pilotage de l'avion AC. On peut remarquer que le dispositif de détection 6 prend en compte un éventuel rebond de l'avion AC sur la piste lors de l'atterrissage, afin d'éviter la disparition puis la réapparition de l'alarme pendant le roulage de celui-ci. Il est également à noter que la condition de vitesse de l'avion AC (déclenchement de l'alarme possible lorsque la vitesse S de l'avion AC est au plus égale à un seuil de vitesse prédéterminé de 40kts) n'intervient que pour le déclenchement de l'alarme (et non pour son interruption). En effet, la surveillance reste active au passage sous 40kts. Par exemple si les ma-nettes se retrouvent en position dissymétrique à une vitesse S égale à 50kts, l'alarme est déclenchée (sous réserve que les autres conditions de déclenchement soient satisfaites). Si ensuite, la vitesse S devient inférieure à 40kts mais que les manettes 4.1, 4.2 restent en position dissymétrique, l'alarme continuera d'être émise. En outre, selon l'invention, à la suite du déclenchement de l'alarme, les pilotes peuvent : ù soit arrêter l'avion AC : l'alarme est alors désactivée dès lors que les deux manettes 4.1 et 4.2 sont disposées en arrière du seuil de position Réf (par exemple dans la position de ralenti 0 ou dans la position d'inversion de poussée IV) ; û soit redécoller : l'alarme est alors désactivée dès lors qu'au moins une des manettes 4.1, 4.2 occupe une position en avant de la position Il de décollage à poussée réduite. Ce seuil se justifie par le fait qu'au-dessus de cette position Il, la poussée appliquée est une poussée de décollage. Dans la variante du mode de réalisation préféré représenté sur la figure 3, le dispositif de détection 6.I du calculateur d'alarmes est en ou- tre apte à détecter le premier cas de dissymétrie de position des manettes, puis à déclencher une alarme le cas échéant. Pour cela, comme le montre la figure 3, outre les éléments déjà décrits en relation avec la figure 2, le dispositif de détection 6.I com- porte : û des seconds moyens de détection 14 qui reçoivent en entrée, par l'intermédiaire les liaisons L18 et L19, des informations de position émises respectivement par les deux manettes 4.1 et 4.2. Ils sont en ou- tre reliés aux moyens de détermination P. Lorsque les deux manettes 4.1 et 4.2 occupent la position d'inversion de poussée IV, ces moyens de détection 14 émettent, en sortie, une valeur � 0 �. En revanche, lorsqu'au moins une des manettes 4.1, 4.2 occupe la position d'inversion de poussée IV et que l'autre manette 4.1, 4.2 occupe une position, en avant de la position de ralenti 0, au moins égale au seuil de position Réf, les seconds moyens de détection 14 émettent, en sortie, une valeur � 1 �. Ces seconds moyens de détection 14 peuvent égale-ment attendre un délai de confirmation de position des manettes 4.1 et 4.2 (par exemple égal à 1s) avant d'émettre une valeur; û une quatrième porte logique ET 15 à trois entrées, qui reçoit à ses entrées la valeur de sortie des seconds moyens de détection 14 ainsi que les informations sur l'état de rotation des éléments mobiles de chacun des moteurs, par l'intermédiaire respectivement des liaisons L20, L4 et L5. Lorsque les éléments mobiles des deux moteurs 3.1 et 3.2 sont en rotation et que les seconds moyens de détection 14 délivrent une valeur � 1 �, la quatrième porte ET émet, en sortie, une valeur � 1 � ; et une seconde porte logique OU 16 à deux entrées, qui reçoit à ses en- trées la valeur de sortie de la première porte ET 8 ainsi que celle de la quatrième porte ET 15, par l'intermédiaire respectivement des liaisons L11 et L21. Ainsi, lorsqu'au moins une de ses entrées reçoit la valeur � 1 �, la seconde porte OU 16 délivre, en sortie, la valeur � 1 � trans- mise à la deuxième porte ET 1 1, par l'intermédiaire de la liaison L22. Ainsi, le dispositif de détection 6.I de la figure 3 peut détecter le premier cas et le second cas de dissymétrie des manettes. Après la détection du premier cas de dissymétrie (ou du second cas), le passage des manettes dans la position dissymétrique associée au second cas de dis-symétrie (ou au premier cas) ne nécessite pas la mise en oeuvre du délai de confirmation de position précité (égal à 1s), pour ne pas interrompre l'alarme émise. Dans la variante du mode de réalisation préféré, l'alarme associée à la détection du second cas de dissymétrie de position des manettes 4.1 et 4.2, conforme à l'invention, peut également être mise en oeuvre pour signaler le premier cas de dissymétrie des manettes précité, et ainsi rem- placer l'alarme rouge habituellement utilisée. REVENDICATIONS1. Procédé pour la détection, lors d'un atterrissage, d'une dissymétrie de poussée d'un aéronef (AC) pourvu d'au moins deux moteurs (3.1, 3.2) commandés individuellement par des manettes de commande (4.1, 4.2) aptes à occuper plusieurs positions associées chacune à un régime moteur, parmi lesquelles une position (0) correspondant au régime de ralenti et une position (III) correspondant à un régime maximal de décollage et de remise des gaz, caractérisé en ce qu'il comporte les étapes suivantes : A/ on détermine préalablement un seuil de position (Réf), compris entre ladite position de ralenti (0) et ladite position de régime maximal (III), et tel que, lorsqu'au moins une desdites manettes de commande (4.1, 4.2) est disposée entre ledit seuil de position (Réf) et ladite position de régime maximal (III), une dissymétrie de poussée des moteurs (3.1, 3.2) est observée ; BI on vérifie qu'au moins une condition relative à l'atterrissage est validée ; C/ on détecte l'occupation, par au moins une desdites manettes de commande (4.1, 4.2), d'une position intermédiaire comprise entre ledit seuil de position (Réf) et ladite position de régime maximal (III), ainsi que l'occupation, par au moins une autre manette de commande (4.1, 4.2), de ladite position de ralenti (0) ; et D/ lorsque ladite condition d'atterrissage est validée et qu'au moins une desdites manettes de commande occupe ladite position intermédiaire, au moins une autre manette de commande occupant ladite position de ralenti, on émet au moins une alarme à l'attention des pilotes dudit aéronef (AC) afin de leur signaler une dissymétrie de position des manettes de commande (4.1, 4.2). 2. Procédé selon la revendication 1, lesdites manettes de commande (4.1, 4.2) dudit aéronef (AC) étant aptes à occuper une position de décollage à poussée réduite (Il) correspondant à un régime moteur inférieur au régime moteur de ladite position de régime maximal (III), caractérisé en ce que, lorsque l'étape D/ est réalisée, on interrompt ladite alarme émise dès qu'au moins une desdites manettes de commande occupe une position comprise entre ladite position de décollage à poussée réduite (II) et ladite position de régime maximal (III). 3. Procédé selon l'une des revendications 1 ou 2, 7o caractérisé en ce que, lorsque l'étape D/ est réalisée, on interrompt l'alarme émise dès que ladite manette de commande (4.1, 4.2) occupant ladite position intermédiaire est amenée par les pilotes dans une position comprise entre ladite position de ralenti (0) et ledit seuil de position (Réf). 4. Procédé selon l'une des revendications 1 à 3, lesdits moteurs 15 (3.1, 3.2) de l'aéronef (AC) étant équipés d'inverseurs de poussée et les-dites manettes de commande (4.1, 4.2) étant aptes à occuper une position (IV) associée à un régime d'inversion de poussée, caractérisé en ce que, lorsque l'étape D/ est réalisée, on interrompt l'alarme émise dès que ladite manette de commande (4.1, 4.2) occupant 20 ladite position intermédiaire est amenée par les pilotes dans une position comprise entre ladite position d'inversion de poussée (IV) et ledit seuil de position (Réf). 5. Procédé selon l'une des revendications 1 à 4, caractérisé en ce que ladite condition d'atterrissage est validée lorsqu'au 25 moins une des conditions suivantes est vérifiée : û ledit aéronef (AC) est en contact avec le sol ; û après avoir préalablement touché le sol, ledit aéronef (AC) est dans une phase de rebond au cours de laquelle il n'est plus en contact avec le sol. 6. Procédé selon l'une des revendications 1 à 5, ledit aéronef (AC) étant équipé de volets déporteurs escamotables (V.1, V.2) aptes à occuper une position déployée et une position escamotée, caractérisé en ce que ladite condition d'atterrissage est validée lorsque lesdits volets déporteurs (V.1, V.2) occupent ladite position déployée. 7. Procédé selon l'une des revendications 1 à 6, caractérisé en ce que ladite alarme est apte à être déclenchée lorsqu'au moins une des conditions d'activation suivantes est validée : la vitesse (S) dudit aéronef (AC) est au moins égale à un seuil de vitesse prédéterminé ; û une temporisation prédéterminée, déclenchée lors du contact dudit aéronef (AC) avec le sol, n'est pas achevée. 8. Procédé selon l'une des revendications 1 à 7, caractérisé en ce que ladite alarme émise comprend une émission en 15 continu d'une indication vocale de rappel, dont le rythme d'émission n'est pas régulier. 9. Dispositif pour la mise en oeuvre du procédé de détection spécifié sous l'une des revendications 1 à 8, à bord d'un aéronef (AC) pourvu d'au moins deux moteurs (3.1, 3.2) commandés individuellement par des ma- 20 nettes de commande (4.1, 4.2) aptes à occuper plusieurs positions associées chacune à un régime moteur, parmi lesquelles une position (0) correspondant au régime de ralenti et une position (III) correspondant à un régime maximal de décollage et de remise des gaz, caractérisé en ce qu'il comporte : 25 û des moyens (P) pour déterminer un seuil de position (Réf), compris entre ladite position de ralenti (0) et ladite position de régime maximal (III), et tel que, lorsqu'au moins une desdites manettes de commande (4.1, 4.2) est disposée entre ledit seuil de position (Réf) et ladite position de régime maximal (III), une dissymétrie de poussée des moteurs (3.1, 3.2) est observée ; û des moyens (9) pour vérifier qu'au moins une condition relative à l'atterrissage est validée ; des moyens (7) pour détecter l'occupation, par au moins une desdites manettes de commande (4.1, 4.2), d'une position intermédiaire comprise entre ledit seuil de position (Réf) et ladite position de régime maximal (III), ainsi que l'occupation, par au moins une autre manette de commande (4.1, 4.2), de ladite position de ralenti (0); et û des moyens (13) pour déclencher au moins une alarme à l'attention des pilotes dudit aéronef (AC), lorsque ladite condition d'atterrissage est validée et qu'au moins une desdites manettes de commande occupe la-dite position intermédiaire, au moins une autre manette de commande (4.1, 4.2) occupant ladite position de ralenti. 10. Aéronef, caractérisé en ce qu'il comporte un dispositif (6) tel que spécifié sous la revendication 9.