FR 3103282 A1 20210521 FR 1912846 A 20191118 Titre : Dispositif et procédé d’obtention de la température totale de l’air ambiant entourant un aéronef Dispositif de mesure de la température totale ou de la température statique d’une masse d’air ambiante environnant un aéronef, cet aéronef comprenant une sonde de pression totale permettant de mesurer la valeur de la pression totale, une prise de pression statique cette prise de pression statique étant également placée dans la masse d’air ambiant, un moyen de calcul permettant d’obtenir la vitesse calculée à partir principalement de la pression totale et de la pression statique, cette vitesse calculée étant choisie dans la direction de l’axe avion, comprenant un générateur d’un train d’ondes de fréquence comprise entre 8,33 kilohertz et 150 kilohertz, d’un capteur d’ondes captant les ondes émises par le générateur, d’un moyen de mesure du temps de parcours de l’onde émise entre le générateur et le récepteur, d’un moyen de calcul de la température totale, cette température totale étant une fonction du temps de parcours de l’onde entre le générateur et le récepteur. Figure pour l’abrégé : Fig. 1 Dispositif et procédé d’obtention de la température totale de l’air ambiant entourant un aéronef La présente invention concerne un dispositif et un procédé d’obtention de la valeur de la température totale de l’air ambiant entourant un aéronef. Elle concerne également un dispositif et un procédé de mesure de l’angle d’incidence anémométrique d’un aéronef. Elle concerne une sonde anémométrique d’un aéronef tel qu’un avion, un hélicoptère ou un drone, cette sonde étant insensible aux conditions atmosphériques givrantes. Elle concerne particulièrement une sonde simple à faible masse et faible coût de mesure de la température totale de la masse d’air entourant un aéronef. Elle concerne également une sonde de mesure anémométrique d’un aéronef facile à mettre en œuvre et ayant un faible coût de fabrication, un faible encombrement spatial et une excellente précision dans tout le domaine de vol quelques soient les conditions environnementales difficiles. Elle concerne également la mise au point et la vérification de bon fonctionnement d’autres sondes de températures totales existantes. Elle concerne également la mise au point et la vérification de bon fonctionnement d’autres sondes d’incidence existantes. L’invention trouve son utilité particulière dans le domaine aéronautique où la connaissance des paramètres aérodynamiques et/ou thermodynamiques, notamment la température et l’incidence d’un flux d’air entourant un aéronef, sont essentielles au pilotage et à la sécurité. Lors de la navigation de l’aéronef, la sonde de mesure de vitesse doit fournir la vitesse anémométrique de l’aéronef. Ladite sonde doit être précise dans tout le domaine de vol de l’aéronef et peu sensible aux conditions atmosphériques. Pour cette raison les sondes de pression totale (tube de Pitot ou de Prandtl) sont chauffées. Des prises de pression statiques, généralement placées sur les flancs de l’aéronef ou sur le tube de Pitot lui-même, permettent de déterminer la pression statique de l’atmosphère environnant l’aéronef. La combinaison de la pression totale et de la pression statique permet de déterminer la vitesse dite calculée exprimée en nombre de Mach ou en CAS (en anglais : Calculated Air speed). La valeur de la vitesse CAS doit être corrigée en fonction de la température totale pour obtenir la vitesse vraie (en anglais True Air Speed). Aujourd’hui la température totale est obtenue par une sonde qui est placée à l’extérieur de l’avion. Cette sonde est relativement lourde, introduit un frein aérodynamique générant une surconsommation de carburant importante surtout à vitesse élevée (Mach 0,8 par exemple). Cette sonde doit être en outre surchauffée pour ne pas givrer en conditions givrante, ce qui rend la mesure de la température totale de l’air ambiant très difficile et peu précise. Pour toutes ces raisons les sondes de température totale actuelles sont très imprécises, coutent cher, sont lourdes et entrainent une surconsommation de carburant de par leur trainée et entrainent une surconsommation d’énergie électrique qui n’est pas toujours disponible (surtout en cas de panne d’un moteur). Les sondes d’incidence sont de plus en plus utilisées dans l’aviation civile et militaire. En effet sur les avions d’armes le pilotage est réalisé en fonction de l’incidence. Pour les avions civils, l’incidence n’était utilisée jadis que pour des fonctions d’indications et d’alarme. Plusieurs accidents et incidents graves (civils et militaires) ont eu lieu suite à des pannes liées aux sondes d’incidence utilisées actuellement. De nombreux accidents et incidents graves comme les crashs du Boeing 737 MAX de la compagnie « LION AIR » du 28 octobre 2018 et de la compagnie « Ethiopians Airline » le 10 mars 2019 sont initialement dus à une panne de sonde d’incidence. Les sondes d’incidence actuelles sont en général des ailettes qui tournent autour d’un axe perpendiculaire au fuselage et qui suivent le flux d’air. Cet aspect mécanique confère à ces sondes une fiabilité apparemment trop faible. Un des problèmes techniques qui se posent lors de l’utilisation de sondes actuelles (de température totale et d’incidence) est qu’elles sont placées dans le courant d’air à l’extérieur de l’aéronef, et donc qu’elles sont sensibles aux conditions atmosphériques et aux chocs (oiseaux, grêlons, …). Il faut donc les sur-dimensionner ce qui entraine un surplus de poids dégradant de façon significative les performances. La trainée induite dégrade encore plus les performances. La consommation électrique nécessaire pour éviter le givrage dégrade encore plus les performances de l’aéronef. Les fiabilités associées de ces sondes ne sont pas apparemment suffisantes pour assurer le niveau très élevé de fiabilité globale aéronef exigé aujourd’hui. La présente invention a pour objet principal une sonde de température totale résolvant les problèmes énoncés précédemment. Elle a également pour objet une sonde d’incidence anémométrique résolvant également les problèmes énoncés précédemment. De la publication FR 2 940 455, il est connu une sonde acoustique de mesure aérodynamique d’un flux d’air comprenant un plateau tournant (13) autour d’un axe (12), un émetteur acoustique (17) et au moins un récepteur acoustique (18) placé à des positions distinctes. Malheureusement, cette sonde s’applique aux aéronefs à voilure tournante. Cette dite sonde est placée dans une zone où les turbulences et les instabilités aérodynamiques et/ou thermo-acoustiques sont importantes. Cette invention n’a pas pour objet la mesure précise et fiable de la température totale ni de l’incidence. Le document FR 2 940 454 décrit une sonde acoustique de mesure aérodynamique d’un flux d’air le long d’une paroi, permettant de déterminer l’incidence et la vitesse d’un flux d’air par rapport à une référence axiale tangente à la paroi. Ladite sonde comprend plusieurs émetteurs acoustiques (E1, E2, E3, E4) et un récepteur acoustique unique (R), les émetteurs étant placés autour du récepteur. Malheureusement, cette sonde ne peut être montée sous la partie inférieure ou sur la partie supérieure d’un aéronef comme un hélicoptère ou un aéronef par le fait que les ondes émises par les émetteurs peuvent être perturbées par les ferrures d’attache d’élingues ou par le bloc constituant le rotor de l’hélicoptère. De plus, cette sonde acoustique détermine les temps de parcours en fonction du nombre de Mach calculé ailleurs et manque de précision. Cette invention n’a pas pour objet la mesure précise et fiable ni de la température totale ni de l’incidence. Le document FR 2 628 216 décrit un anémomètre ultrasonore de mesure aérodynamique d’un flux d’air à partir de quatre sondes émettrices acoustiques (E1-E4) et quatre sondes réceptrices acoustiques (R1-R4). Les sondes étant disposées par paires comprenant chacune une sonde émettrice et une sonde réceptrice placée côte à côte. Malheureusement, cet anémomètre coûte cher par la présence de plusieurs paires de sondes émettrices - réceptrices. De plus, cet anémomètre est très encombrant et/ou ne présente pas une organisation structurée entre les émetteurs et les récepteurs permettant de minimiser le coût et la consommation énergétique. Cette invention n’a pas pour objet la mesure précise et fiable ni de la température totale ni de l’incidence. Le document US 4 143 548 décrit un système de mesure des composantes du vecteur vitesse d’un aéronef suivant deux directions, ledit dispositif comprenant un émetteur acoustique et au moins deux récepteurs acoustiques. Les émissions se faisant dans deux directions opposées. Malheureusement, ce système ne peut être appliqué dans l’aviation dans la mesure où les aéronefs peuvent voler à de vitesses prochaines de la vitesse du son, et l’onde qui devrait remonter le vent mettrait beaucoup de temps et par la même sa puissance serait pratiquement nulle. Cette invention n’a pas pour objet la mesure précise et fiable ni de la température totale ni de l’incidence. On connait également le document FR 2 948 458 et le document US 3 222 926 qui décrivent chacun, un système de mesure de vitesse d’un aéronef par rapport à l’air ambiant indépendamment des conditions atmosphériques, ledit système comprend au moins deux couples émetteur-récepteur acoustique associés, placés sur un mât de l’aéronef et sur la partie arrière de l’aéronef ou sur la partie avant de l’aéronef. Cette invention n’a pas pour objet la mesure précise et fiable ni de la température totale ni de l’incidence. Ce document ne propose, ni même ne suggère, d’obtenir la température totale précisément seulement à partir de la pression totale et de la pression statique ou de la vitesse calculée (en anglais Calculated Air Speed) et du temps de parcours d’une onde acoustique. Cette invention n’a pas pour objet la mesure précise et fiable ni de la température totale ni de l’incidence. On connait également la publication WO 2012/150385 du 08.11.2012 proposant un système comprenant au moins deux émetteurs acoustiques, l’angle formé entre la droite reliant les émetteurs et les récepteurs faisant avec l’axe longitudinal aéronef un angle au moins égal à 4 degrés. Là encore le fait que le système proposé nécessite deux ondes sensiblement parallèles avec un angle maximal de 4 degrés rend le système insuffisamment précis. Cette invention n’a pas pour objet la mesure précise et fiable ni de la température totale ni de l’incidence. Ce document ne propose, ni même ne suggère, d’obtenir la température totale précisément seulement à partir de la pression totale et de la pression statique ou de la vitesse calculée (en anglais Calculated Air Speed) et du temps de parcours d’une onde acoustique. Cette invention n’a pas pour objet la mesure précise et fiable ni de la température totale ni de l’incidence. On connait également la publication FR 14 02359 du 21.10.14 proposant un system comprenant au moins deux émetteurs acoustiques et un moyen de mesure des déformations structurales aéronef. Cette invention n’a pas pour objet la mesure précise et fiable ni de la température totale ni de l’incidence. Ce document ne propose, ni même ne suggère, d’obtenir la température totale précisément seulement à partir de la pression totale et de la pression statique ou de la vitesse calculée (en anglais Calculated Air Speed) et du temps de parcours d’une onde acoustique. Cette invention n’a pas pour objet la mesure précise et fiable de la température totale. On connait également le document WO 2016/062929 du 28.04.2016 proposant un système de vélocimétrie comprenant un moyen de calcul de la vitesse en intégrant les déformations élastiques de la structure en fonction des contraintes aérodynamiques et/ou mécaniques et/ou thermiques de la structure. Cette invention n’a pas pour objet la mesure précise et fiable de la température totale. Ce document ne propose, ni même ne suggère, d’obtenir la température totale précisément seulement à partir de la pression totale et de la pression statique ou de la vitesse calculée (en anglais Calculated Air Speed) et du temps de parcours d’une onde acoustique. Cette invention n’a pas pour objet la mesure précise et fiable de la température totale. Le document US 9,121,860 B1 décrit in moyen de calculer la vitesse d’un aéronef à partir du temps de parcours d’une onde acoustique et à partir de la température de l’air ambiant. Cette invention n’a pas pour objet la mesure précise et fiable de la température totale, mais utilise la prise de température extérieure. Ce document ne propose, ni même ne suggère, d’obtenir la température totale précisément seulement à partir de la pression totale et de la pression statique ou de la vitesse calculée (en anglais Calculated Air Speed) et du temps de parcours d’une onde acoustique. Cette invention n’a pas pour objet la mesure précise et fiable de la température totale. Tous les documents cités précédemment ne font que partie de l’arrière-plan technologique général. En effet aucun de ces documents ne mentionnent ni même ne suggèrent d’utiliser seulement la pression totale, la pression statique et le temps de parcours d’une onde acoustique pour calculer, avec grande précision, la température totale de l’air ambiant environnant un aéronef. Pour un aéronef il est extrêmement important de ne pas l’alourdir, ni d’augmenter le coût de fabrication et de maintenance. Il est donc fondamental d’obtenir les informations de pilotage utiles à la conduite du vol mais avec une masse minimale et un coût minimal. Pour un pilote d’aéronef et pour les systèmes avions, il est donc primordial de connaitre la température totale de la masse d’air ambiant en minimisant la masse, la trainée, la consommation électrique et le coût du système. En effet la connaissance de la température totale est impérative pour transformer la vitesse calculée aéronef en vitesse vraie aéronef. Cette correction importante n’est fonction que de la température. D’autre part le passage de la couche limite est un problème difficilement surmontable. En effet non seulement le trajet de l’onde acoustique en traversant la couche limite rencontre des couches d’air qui sont à des vitesses nettement plus faibles que celles de la masse d’air environnante, mais créent des phénomènes instables de diffraction et de changement d’angle de trajectoire qui sont difficiles à appréhender. La présente invention préconise de placer l’émetteur acoustique et le récepteurs à des endroits de l’aéronef définis de l’aéronef afin que le trajet de l’onde acoustique ne rencontre que peu de turbulence et que la couche limite traversée soit faible par rapport au trajet complet de l’onde acoustique. Les réflexions acoustiques sur la paroi de l’aéronef créent des ondes parasites qui risquent de perturber de façon significative le système et le rendre peu fiable. Il est donc impératif de réduire au maximum les ondes réfléchies parasites. En mesurant le temps de parcours de l’onde entre le début de l’émission et le début de la réception on s’affranchit de l’existence d’ondes réfléchies sur la paroi de l’aéronef. Aucun des documents cités précédemment ne décrit ni ne suggère une sonde anémométrique acoustique permettant de mesurer la température totale de l’air environnant un aéronef, cette sonde ne comprenant qu’un seul émetteur acoustique tout en améliorant la précision sur les mesures et de façon à ce que ladite sonde soit la moins encombrante sur la surface où elle est montée, et ceci, tout en optimisant le coût d’installation et de consommation énergétique et en prenant en compte les problème liés aux réflexions de paroi et de passage des couches limites. Il est nécessaire aussi de ne pas compliquer les calculs permettant le calcul de la vitesse vraie anémométrique de l’aéronef pour réduire la taille du calculateur et améliorer sa fiabilité. Les algorithmes permettant de calculer la vitesse anémométrique, en fonction des trois seuls paramètres (pression totale, pression statique et temps de parcours de l’onde acoustique) doivent être simples afin que la puissance de calcul nécessaire soit raisonnable et n’entraine pas des coûts de développement et de maintenance prohibitifs. Une formule simple permet de réaliser des essais en vol avec enregistrement des paramètres et ainsi par régression ajuster facilement les coefficients de la formule afin d’affiner les résultats et même de corriger quelque peu les résultats en fonction de paramètres secondaires comme le dérapage par exemple. L’invention vise à pallier tout ou partie des problèmes cités précédemment. Plus particulièrement, la présente invention vise à décrire une sonde anémométrique acoustique de mesure, à faibles coûts, peu encombrante, de faible masse permettant de déterminer avec une excellente précision les paramètres aérodynamiques d’un aéronef par rapport à l’air ambiant à partir de la mesure de la pression totale, de la pression statique et du temps de parcours d’une onde acoustique, ledit système ayant une géométrie particulière et un emplacement particulier sur le fuselage de l’aéronef. Actuellement l’aviation commerciale est relativement sûre si l’on rapporte le nombre d’accidents aux kilomètres passagers parcourus. Toutefois le nombre d’accidents est encore trop élevé. L’impact médiatique d’un accident grave est considérable et ralentit notablement le développement d’une industrie qui devrait encore se développer dans les années futures. La mesure de la température totale d'un aéronef par rapport à la masse d'air ambiant est fondamentale pour sa sécurité. En effet la température totale intervient de façon importante dans la correction de la vitesse calculée permettant d’obtenir la vitesse vraie. Cette vitesse vraie est très importante car à basse altitude et à basse vitesse l'aéronef risque de décrocher, et à haute altitude une plage étroite de vitesse permet à l'aéronef de rester en l'air. En effet compte tenu de la faible densité de l'air en altitude l'aéronef décroche à une vitesse relativement élevée alors qu'une survitesse conduit à la destruction de l'appareil. D'autre part les systèmes automatiques de l'aéronef (pilote automatique, auto manette, …) sont liés directement aux indications de vitesse par rapport à l'air ambiant. Une fausse indication de vitesse peut générer des accidents graves notamment en cas de fausses informations simultanées de plusieurs sondes de température totale. Plusieurs accidents sont dus de façon certaine à la mauvaise indication des sondes de vitesses. Dans d'autres cas graves de fausses indications de vitesses sont suspectées d'avoir été la cause directe ou indirecte d'incidents graves. Les cas de mauvais fonctionnement des sondes actuelles ont généralement lieu dans des conditions météorologiques exceptionnellement difficiles (givrage et/ou fortes pluies). Les sondes de température totale sont utilisées de façon systématique sur les aéronefs actuels qu'ils soient civils ou militaires. Elles comprennent un orifice à l'avant de la sonde. Cet orifice est relié à un capteur de température. Cette température est appelée température totale ou température d'arrêt. Cette sonde est fortement chauffée pour éviter tout phénomène de givrage. Des lois de correspondance permettent de déduire la température totale de la masse d’air ambient entourant l’aéronef. Ces sondes sont sensibles aux fortes conditions givrantes et aux fortes pluies. Elles sont fortement chauffées, mais si, par exemple, le diamètre des glaçons présents dans l'air traversé est supérieur à l'orifice d'entrée de la sonde, il est probable que cette sonde soit obturée et ne fonctionne plus correctement. D'autre part en général, ces sondes comportent un drain d'évacuation de l'eau. Ce drain permet l'évacuation d'un débit limité d'eau. Si le débit d'eau ingéré par le tube Pitot est supérieur au débit d'eau maximal du drain, il est probable que la sonde ne puisse plus fonctionner. Il existe un mode commun de défaillance lorsque toutes les sondes traversent les mêmes conditions météorologiques exceptionnelles. En effet à partir du moment où un orifice est placé vers l'avant, la probabilité qu'il soit obturé par un grêlon ou un trop fort débit d'eau n'est pas nulle. Il existe des systèmes à ultrason permettant de mesurer par réflexion la distance séparant deux points fixes, comme des murs par exemple. Ces systèmes ne permettent de mesurer ni la vitesse d’un aéronef par rapport à l’air ambiant ni la température totale de la masse d’air ambiant. Des systèmes existent basés sur l’effet « Doppler ». Ces systèmes permettent de mesurer la vitesse d’un aéronef par rapport à un point fixe dans l’espace. Ces systèmes ne permettent de mesurer ni la vitesse d’un aéronef par rapport à l’air ambiant ni la température totale de la masse d’air ambiant. Des systèmes de mesure de vents terrestres existent et sont basés sur la mesure du temps de propagation d’une onde acoustique, généralement des ultrasons, se propageant entre deux points placés dans le vent. Afin de corriger quelque peu la variation de vitesse du son dans l’air en fonction de la température, présence de gouttes d’eau … il a été proposé de faire un aller retour entre ces deux points. Malheureusement cette méthode ne s’applique pas à un aéronef évoluant à des vitesses élevées. En effet le « retour » doit se faire contre le vent, et si la vitesse de l’aéronef est proche de la vitesse du son la distance de cheminement de l’onde « retour » est très importante. La diminution de puissance du signal étant sensiblement exponentielle avec la distance, l’onde aura disparue bien avant d’atteindre le point d’écoute de l’onde « retour ». Cette méthode est donc inapplicable pour mesurer la vitesse d’un aéronef par rapport à la masse d’air ambiant dans tout le domaine de vol d’un aéronef commercial ou militaire. Les objectifs de l'invention proposée ici permettent de résoudre les problèmes posés de la fiabilité des sondes de température totale et d’incidence en conditions givrantes et/ou sous fortes pluies en s'affranchissant complètement des conditions givrantes et/ou de fortes pluies et ceci dans tout le domaine de vol. Elle combat l'idée universellement acceptée que seule une sonde de température totale placée dans le courant d’air ambiant permette de mesurer de façon suffisamment précise la température totale de la masse d’air environnant un aéronef dans tout le domaine de vol d’un aéronef civil ou militaire. Cette présente invention permet de résoudre également les problèmes de fiabilité des sondes d’incidence, tout en réduisant la trainée, la masse, ainsi que le coût de possession. L'invention permet également de proposer une solution complémentaire aux sondes actuelles en créant un ensemble de mesures redondantes en éliminant les modes commun de défaillance de la mesure. Dans la description ci-après les termes mentionnés auront la définition suivante : - Couche limite : c’est la couche d’air qui frotte sur le solide en mouvement dans le fluide. Par exemple pour un aéronef la couche limite est très faible (quelques millimètres sur les parties avant du fuselage de l’aéronef ou sur les bords d’attaque des ailes et empennages) et de quelques centimètres voir quelques dizaines de centimètres à l’arrière du fuselage de l’aéronef. - Nombre de Mach : rapport entre la vitesse de l’aéronef et la vitesse du son. La vitesse exprimée en nombre de Mach est indépendante de la température. - Vitesse CAS : (en anglais Calculated Air Speed) : est la vitesse d’un objet dans l’air calculé à partir de la pression totale et de la pression statique. Cette vitesse est indépendante de la température. Elle est généralement exprimée en Nœuds. Pour une pression statique donnée, il existe une relation biunivoque entre le nombre de Mach et la CAS. - Température totale : c’est la température mesurée par une sonde qui arrête l'écoulement de façon isentropique. La température totale est actuellement mesurée par une sonde placée dans le courant d’air et comprenant une ouverture vers l’avant de l’aéronef. La sonde est conçue pour que l’air qui rentre dans la sonde soit arrêtée afin que l’énergie cinétique soit transformée en chaleur adiabatique interne à la sonde, l’air étant comprimé. La température totale est donc supérieure à la température dite statique ou ambiante. La différence peut atteindre 50% en croisière (Mach 0,85). - Température Statique : c’est la température de l’air au repos. - Pression Totale : La pression totale dans l’air est la somme de la pression statique, de la pression dynamique - Pression Statique : La pression statique, dans un fluide en mouvement, est la pression que mesure un capteur qui se déplace à la même vitesse que le fluide. Il s'agit de la pression thermodynamique. C'est cette pression statique de laquelle découle les propriétés de densité, pour une température donnée et vice versa (voir loi des gaz parfaits). - Pression Dynamique : est la pression exercée par un fluide sur un objet et qui est due au déplacement de ce fluide autour de cet objet. - temps de calcul quasi-réel : temps de calcul inférieur à une fraction de seconde. Les aéronefs, les hélicoptères et même les drones ont besoin de connaitre la vitesse par rapport à la masse d’air ambiant avec une grande précision. Une précision de 0,3 % semble être juste acceptable pour piloter un aéronef ou un drone en toute sécurité. Il est donc nécessaire d’atteindre au moins cette précision pour garantir la sécurité. Il est donc important de concevoir un dispositif de mesure de vitesse vraie fiable et insensible aux conditions givrantes et/ou aux fortes pluies. Pour cela il est nécessaire d’améliorer la fiabilité et la précision de la mesure de la température totale. En effet la température totale entre de façon importante dans la correction appliquée à la vitesse anémométrique calculée pour obtenir la vitesse vraie. Il est très important que le moyen employé ne soit pas influencé par la couche limite existant au voisinage de la peau de l’aéronef. En effet la couche limite existe de part la viscosité de l’air autour de l’aéronef. Cette couche limite augmente en épaisseur au fur et à mesure que l’air frotte la surface externe de la structure de l’aéronef. La vitesse des molécules d’air varie depuis l’extérieur de la couche où elle est sensiblement égale à la vitesse de l’aéronef, à une vitesse nulle très près de la paroi. A l’heure actuelle, la seule température mesurable de la masse d’air ambiant autour d’un aéronef est la température totale. En effet si l’on place un thermomètre à l’extérieur d’un aéronef, celui-ci risque de givrer ou de donner une information fausse due au frottement de l’air sur les parois du thermomètre. La température totale est très différente de celle de l’air environnant. En effet cette température totale inclut l’énergie cinétique de l’air qui se réchauffe en se comprimant dans la sonde de mesure de température totale. La température totale dépend donc à la fois de la température de l’air et de la vitesse de l’aéronef. La différence entre la température totale et la température de l’air ambiant est relativement grande (entre 20°C et 50°C pour un aéronef volant à Mach 0.8). Actuellement, la valeur de cette température totale est transformée en température dite statique en utilisant la vitesse anémométrique fournie par les tubes de Pitot et les prises de pression statiques. Ici, on désire obtenir la température totale, sans utiliser une prise de température adiabatique de l’air ambiant, comprimée par la vitesse relative de l’aéronef par rapport à l’air ambiant, il n’est pas évident, même pour un homme du métier, d’imaginer une sonde qui permettent de fournir la température totale de la masse d’air environnant un aéronef en n’utilisant comme valeur de base que la pression totale, la pression statique, et le temps de parcours d’une onde acoustique. C’est un objet principal de cette invention qui ne nécessite que la connaissance du temps de parcours d’une onde acoustique, ainsi que les pressions totale et statique de l’air ambiant. L’invention parvient à résoudre les problèmes énoncés précédemment en proposant un dispositif de mesure de la température totale TT d’une masse d’air ambiante MA environnant un aéronef A, ce dit aéronef comprenant un centre de gravité O, une pointe avant PAV, une pointe arrière PAR et une partie avant AV comprise entre la pointe avant PAV et le centre de gravité O de l’aéronef et comprenant une partie arrière AR comprise entre le centre de gravité O de l’aéronef et la pointe arrière PAR de l’aéronef, cet aéronef comprenant un fuselage F, cet aéronef ayant un plan de symétrie vertical lorsqu’il est posé sur un plan horizontal, cet aéronef se déplaçant vers l’avant, et pouvant évoluer dans un grand domaine de vitesses subsoniques et/ou supersoniques, cet aéronef comportant un axe longitudinal horizontal dirigé vers l’avant OX, et un axe OZ vertical dirigé vers le haut lorsque l’aéronef est posé sur un sol horizontal, tous les deux axes OX et OY étant situés dans le plan de symétrie aéronef, cet aéronef comprenant - une sonde de pression totale permettant de mesurer la valeur de la pression totale PT de la masse d’air ambiante MA environnant l’aéronef A, cette sonde étant placée dans la masse d’air ambiante MA environnant l’aéronef A, - une prise de pression statique mesurant la valeur de la pression statique PS de la masse d’air ambiante MA environnant l’aéronef A, cette prise de pression statique étant également placée dans la masse d’air ambiant, et étant souvent placée le long du fuselage de l’aéronef, et composé en outre - d’un générateur G1 d’au moins un train d’ondes acoustiques TOA1 comprenant une onde acoustique de fréquence FRE comprise entre 8,33 kilohertz et 150 kilohertz, et émettant le dit train d’ondes acoustiques dans la masse d’air ambiant entourant l’aéronef, - d’un capteur C1 d’ondes acoustiques, ce capteur C1 captant les ondes acoustiques émises par le générateur G1 dans la masse d’air ambiant, - d’un moyen de mesure M1 du temps t1 de parcours de l’onde acoustique émise entre le générateur G1 et le capteur C1 d’ondes acoustiques, - d’un moyen de calcul M2, de la température totale TT, cette dite température totale TT étant, pour un aéronef donné, une fonction f1 de la pression totale PT, de la pression statique PS et du temps t1 de parcours de l’onde acoustique du générateur G1 au récepteur C1, de telle sorte que TT = f1(PT, PS, t1) Avantageusement la température totale TT n’est fonction que de deux variables t1 et R, R étant le rapport entre la pression totale et la pression statique, de telle sorte que la température totale TT soit d’une part proportionnelle à l’inverse du carré du temps de parcours t1 et d’autre part fonction du rapport R, de telle sorte que TT = f2(1/t1², R) avec R=PT/PS Avantageusement le générateur G1 est placé dans la partie avant AV de l’aéronef, et le capteur C1 est placé dans la partie arrière AR de l’aéronef, l’angle ALFA1 formé par l’axe avion OX et le vecteur joignant le point G1 au point C1 étant compris entre 135 et 180 degrés, Avantageusement le dispositif comprend, en outre, un moyen de calcul MC2 de la vitesse anémométrique vraie VV (en anglais True Air Speed), à partir de la pression totale PT, de la pression statique PS et du temps de parcours t1 de l’onde acoustique entre le générateur G1 et le capteur C1, la relation étant de la forme : VV=f3(PT,PS, t1) Avantageusement la vitesse vraie VV n’est fonction que de deux variables t1 et R, R étant le rapport entre la pression totale et la pression statique, de telle sorte que la vitesse vraie VV soit d’une part proportionnelle à l’inverse du temps de parcours t1 et d’autre part fonction du rapport R, avec R=PT/PS Avantageusement le dispositif comprend, en outre, un autre train d’ondes acoustiques TOA2 distinct du précédent train d’ondes acoustiques TOA1, comprenant : - un générateur G2 émettant une onde acoustique de fréquence comprise entre 8,33 et 150 kilohertz, dans la masse d’air ambiant, - d’un capteur C2 d’ondes acoustiques, ce capteur C2 captant les ondes acoustiques émises par le générateur G2, - l’angle ALFA2 compris entre l’axe OX et le vecteur joignant le point G2 au point C2 étant compris entre 70 et 135 degrés, - d’un moyen de mesure M3 du temps t2 de parcours de l’onde acoustique émise par le générateur G2 et reçue par le récepteur C2, - d’un moyen de calcul M4 de l’incidence anémométrique INC de l’aéronef, cette dite incidence INC étant une fonction - de la valeur de la pression totale PT - de la valeur de la pression statique PS - du temps t1 de parcours de l’onde acoustique du générateur G1 au récepteur C1, - du temps t2 de parcours de l’onde acoustique du générateur G2 au récepteur C2), la fonction étant de la forme : INC= f4(PT,PS,t1,t2) Avantageusement le temps de parcours de chaque onde acoustique est mesuré entre le début de l’émission de ladite onde et le début de la réception de cette même onde. Avantageusement la fréquence (FRE) choisie pour générer les ondes acoustiques varie en fonction de la valeur de la pression statique (PS) et/ou en fonction de la valeur de la température (TT) autour d’une fréquence FRE0 prédéterminée, cette dite fonction étant de la forme : FRE=FRE0+f5(PS)+f6(TT). En outre l’invention parvient à résoudre les problèmes énoncés précédemment en proposant les procédés suivants : Procédé de calcul, de la température totale TT de la masse d’air ambiant environnant un aéronef A, utilisant le dispositif décrit dans une ou plusieurs des revendications précédentes, en suivant dans l’ordre indiqué ou dans un ordre différent les étapes suivantes : - étape 1 : mesure de la pression totale PT, - étape 2 : mesure de la pression statique PS - étape 3 : mesure du temps t1 de parcours de l’onde acoustique depuis le générateur G1 jusqu’au récepteur C1, - étape 4 : calcul de la température totale TT à partir de la pression totale PT, de la pression statique PS et du temps de parcours t1 de l’onde acoustique, l’expression de TT étant de la forme : TT= f7(PT, PS, T1) Procédé de mesure, à chaque pas de calcul, de la vitesse anémométrique vraie d’un aéronef utilisant le dispositif décrit dans une ou plusieurs des revendications précédentes, en suivant dans l’ordre indiqué ou dans un ordre différent les étapes suivantes : - étape 1 : mesure de la pression totale PT, - étape 2 : mesure de la pression statique PS - étape 3 : mesure du temps t1 de parcours du train d’ondes acoustiques TOA1 depuis le générateur G1 jusqu’au récepteur C1, - étape 4 : calcul de la vitesse calculée de l’aéronef VC, la relation étant de la forme : VC=f8(PT,PS) - étape 5 : calcul de la température totale TT à partir de la vitesse VC et du temps de parcours t1 de l’onde acoustique t1. - étape 6 : calcul de la vitesse vraie VV à partir de la vitesse calculée VC et de la température totale TT obtenue à partir de la vitesse VC et du temps de parcours de l’onde acoustique entre le générateur G1 et le capteur C1, la relation étant de la forme : VV= f9(PT, PS, t1) ou VV=f10(VC, TT) Procédé de mesure, à chaque pas de calcul, de l’incidence anémométrique d’un aéronef utilisant le dispositif décrit dans une ou plusieurs des revendications précédentes, en suivant dans l’ordre indiqué ou dans un ordre différent les étapes suivantes : - étape 1 : mesure de la pression totale PT, - étape 2 : mesure de la pression statique PS - étape 3 : mesure du temps t1 de parcours du train d’ondes acoustiques TOA1 depuis le générateur G1 jusqu’au récepteur C1, - étape 4 : mesure du temps t2 de parcours d’un autre train d’ondes acoustiques TOA2 depuis le générateur G2 jusqu’au récepteur C2, - étape 5 : calcul de la température totale TT à partir de la pression totale PT, de la pression statique PS et du temps de parcours t1 du train d’ondes acoustiques TOA1. - étape 6 : calcul de la vitesse vraie horizontale VVx à partir de la pression totale PT, de la pression statique TS et du temps de parcours t1 du train d’ondes acoustiques TOA1, la relation étant de la forme : VVx=f11(PT, PS, t1), - étape 7 : calcul de la température statique TS à partir de la température totale TT et la vitesse vraie VVx suivant l’axe OX - étape 8 : calcul de la vitesse vraie VVz sensiblement verticalement suivant l’axe OZ à partir de la température statique TS et du temps de parcours de l’onde acoustique t2 entre le générateur G2 et le capteur C2, - étape 9 : calcul de l’incidence en effectuant le rapport entre la vitesse anémométrique verticale VVz et la vitesse anémométrique horizontale VVx, la relation étant de la forme : INC=Arctangente(VVz/VVx) Avantageusement la température totale TT est remplacée par la température statique TS. D'autres caractéristiques et avantages de l'invention apparaîtront à la lecture de la description détaillée qui suit pour la compréhension de laquelle on se rapportera aux dessins annexés dans lesquels : est une représentation schématique d’un algorithme de calcul permettant d’obtenir la température totale TT à partir de la pression totale PT, de la pression statique PS et du temps de parcours d’une onde acoustique t1. est une représentation schématique d’un algorithme de calcul permettant d’obtenir la température TT à partir du rapport PT/PS et du temps de parcours t1. est une représentation schématique d’un autre algorithme de calcul permettant d’obtenir la vitesse vraie VV à partir de la pression totale PT, de la pression statique PS et du temps de parcours d’une onde acoustique t1. est une représentation schématique d’un autre algorithme de calcul permettant d’obtenir la vitesse vraie VV à partir de la pression totale PT, de la pression statique PS et du temps de parcours d’une onde acoustique t1. est une représentation schématique d’un algorithme de calcul permettant d’obtenir l’incidence INC à partir de la pression totale PT, de la pression statique PS et des temps de parcours de deux ondes acoustiques t1 et t2. est une représentation schématique d’un autre algorithme de calcul permettant d’obtenir l’incidence INC à partir de la pression totale PT, de la pression statique PS et des temps de parcours de deux ondes acoustiques t1 et t2. est une représentation schématique d’un autre algorithme de calcul permettant d’obtenir l’incidence INC à partir de la pression totale PT, de la pression statique PS et des temps de parcours de deux ondes acoustiques t1 et t2. Tous les aéronefs modernes qu’ils soient civils ou militaires, comprennent tous actuellement un tube de Pitot permettant de mesurer la pression totale PT de la masse d’air environnant l’aéronef. Ces aéronefs comprennent également, actuellement une ou plusieurs prises de pressions permettant de mesurer la pression statique PS de la masse d’air ambiant entourant l’aéronef. Les valeurs de la pression totale et de la pression statique permettent de calculer la valeur de la vitesse appelée vitesse calculée anémométrique. Aujourd’hui sur les avions actuels, une sonde de prise de température totale chauffée et située à l’extérieur de l’habitacle dans le courant d’air ambiant permet de connaitre la température totale de l’écoulement à l’extérieur de l’aéronef. Cette température totale permet de transformer la vitesse dite calculée en vitesse vraie par un ensemble de calculs compliqués. La précision de la mesure de la température totale par cette méthode étant relativement faible (de l’ordre de plus ou moins 2 degrés Celsius) la valeur finale obtenue pour la vitesse vraie est également entachée d’une erreur significative. Un des objets principaux de ce présent brevet d’invention est de supprimer au moins une prise de température totale traditionnelle tout en diminuant la masse, la trainée, la consommation électrique et tout en améliorant la précision, la fiabilité de la mesure des principales valeurs anémométriques utiles pour le pilotage et la sécurité des aéronefs. Un premier mode préféré de réalisation suivant l’invention, est décrit ci-après. Cette description utilise la figure 1. Un aéronef comprend une sonde de type de tube de Pitot permettant de mesurer la pression totale PT de la masse d’air entourant l’aéronef. Cet aéronef comprend également une prise de pression sur les flancs du fuselage de l’aéronef permettant de fournir la valeur de la pression statique PS de la masse d’air entourant l’aéronef. Un générateur acoustique G1 générant un train d’ondes acoustiques placé ici sur le dessus et à l’avant du fuselage envoie une onde acoustique dans la masse d’air ambient au-dessus du fuselage. Un capteur acoustique C1 placé ici sur la partie arrière du fuselage ou sur le flanc de la dérive, reçoit ce train d’ondes acoustiques. Un moyen classique de mesure permet de mesurer le temps de transfert t1 du début de l’onde émise au début de l’onde reçue. La distance entre le générateur acoustique et le capteur acoustique est égale à D. Des essais en soufflerie ont permis de vérifier que la valeur de la température totale TT ne dépend que de la valeur de la pression totale PT, de la valeur de la pression statique PS et du temps de transfert de l’onde acoustique t1. Les résultats d’essais et les calculs régressifs ont permis de déterminer que la valeur de la température totale TT suit de très près la relation suivante : Avec TT exprimée en Kelvin, D exprimée en mètres, et t1 en secondes. On voit donc ainsi que la valeur de TT n’est fonction que de PT de PS et de t1 et qu’il n’est nullement nécessaire de placer sur l’aéronef une sonde de température totale extérieure au fuselage, couteuse, lourde, consommant beaucoup et exerçant une trainée non négligeable surtout en croisière. Un autre mode préféré de réalisation suivant l’invention, est décrit ci-après. Cette description utilise la figure 2. En étudiant la formule précédente on s’aperçoit que la température totale ne dépend que de deux facteurs : le temps t1 et le rapport PT/PS. On voit ainsi qu’il est possible de calculer la valeur de TT à partir de la valeur du rapport R = PT/PS et de t1. La relation devient : On voit que la température TT est inversement proportionnelle au carré du temps t1 et est fonction du rapport R (avec R=PT/PS) Il est donc possible d’utiliser le dispositif décrit précédemment et de définir un moyen de calcul utilisant la formule explicitée ci-dessus. Un autre mode préféré de réalisation suivant l’invention, est décrit ci-après. Cette description utilise la figure 3. Des essais en soufflerie ont également permis de vérifier que la valeur de la vitesse vraie VV qui dépend de la température (aujourd’hui mesurée par la température totale prise à l’extérieur de l’aéronef), peut être exprimée en fonction de PT, PS et du temps t1. Les résultats d’essais et les calculs régressifs ont permis de déterminer que la valeur de la vitesse vraie VV suit de très près la relation suivante : La valeur de la distance D entre le générateur et le capteur d’onde acoustique étant constante, on voit donc que la valeur de la vitesse vraie VV est proportionnelle à l’inverse du temps t1 et est fonction du rapport PT/PS Un autre mode préféré de réalisation suivant l’invention, est décrit ci-après. Cette description utilise la figure 4. De même que précédemment il est possible de calculer la vitesse calculée (VC) exprimée en Mach ou CAS (en Anglais Calculated Air Speed) à partir des pressions totale et statique, puis de corriger cette vitesse calculée en fonction du temps t1. Les essais en soufflerie ont montré qu’il est possible de corriger la vitesse calculée VC en fonction de la valeur t1 pour obtenir la vitesse vraie VV. Afin de ne pas surcharger l’exposé le détail des calcul n’est pas présenté ici. Un autre mode préféré de réalisation suivant l’invention, est décrit ci-après. Cette description utilise la figure 5. Dans ce cas particulier suivant l’invention un aéronef comprend une prise de pression totale PT (tube de Pitot) et une prise de pression statique PS. Sur cet aéronef sont placés deux générateur G1 et G2 de trains d’ondes acoustiques. Sont également placés deux capteurs C1 et C2 d’ondes acoustiques. Le premier générateur G1 est placé sur la partie supérieure à l’avant du fuselage, le capteur C1 recevant l’onde acoustique émise par le générateur G1 est placée sur le dessus du fuselage dans la partie arrière. Le deuxième générateur est placé sur la partie supérieure et arrière du fuselage. Le capteur C2 recevant les ondes du deuxième générateur G2 est ici placé sur le sommet de la dérive. Dans ce cas l’onde joignant le générateur G1 au capteur C1 est sensiblement horizontale alors que l’onde joignant le générateur G2 au capteur C2 est sensiblement verticale. Comme précédemment les valeurs de PT, PS et t1 permettent de déterminer la vitesse vraie horizontale VVx de l’aéronef. Il est également possible, de façon similaire, de calculer la vitesse vraie verticale VVz de l’aéronef. On obtient la valeur de l’incidence anémométrique (exprimée en radian) en prenant l’arc tangente du rapport VVz/VVx. INC = ARCTANGENTE (VVz/VVx) D’autres modes préférés de réalisation suivant l’invention, sont décrits ci-après. Ces descriptions utilisent les figures 6 et 7. Les figures 6 et 7 décrivent des algorithmes possibles détaillant la logique de calcul permettant d’obtenir l’incidence anémométrique INC d’un aéronef comprenant une prise de pression totale PT, une prise de pression statique PS et deux cheminements de deux ondes acoustiques t1 et t2 Des essais en soufflerie ont également permis de vérifier que la valeur de l’incidence INC ne dépend que des valeurs de PT, PS, t1 et t2. Afin de ne pas surcharger l’exposer les expressions littérales ne sont pas présentées ici. Des essais en vol pourront être réalisés sur chaque type d’aéronef afin de définir des lois de correction mineure autour des formules présentées ci-dessus. D’autre part on voit que l’utilisation de composants classiques ayant des niveaux de précision standard permet d’arriver au calcul de la température totale TT avec une précision certainement meilleure que le degré Celsius ce qui est deux fois meilleur que les sondes de température totale actuelles. Les avantages principaux d’un tel système sont donc très intéressants. Ils permettent : - un gain de masse et de prix, - une amélioration importante de la précision, - une amélioration de la fiabilité globale avion en offrant une fiabilité meilleure de l’équipement et en offrant une amélioration de la fiabilité globale aéronef en créant une redondance vraie en variant les technologies utilisées. - une diminution importante de la consommation électrique, - d’offrir une technologie différentiée par rapport aux sondes de mesure de température totales existantes, - une non sensibilité au givrage, - une diminution de la trainée, et donc de la consommation de carburant. Le dispositif décrit ici est d’autre part industrialisable à coût très faible. Contrairement aux préjugés qui consistaient à croire que seules les sondes de température totale comportant un orifice vers l'avant permettent de mesurer de façon précise la température totale de l’air ambiant entourant un aéronef, le dispositif objet de l'invention permet de fournir des informations précises et fiables de température totale indépendamment des conditions climatiques et indépendamment de la présence dans l'atmosphère de particules solides ou liquides (grêlons, fortes pluies, insectes, sable…). Il permet en outre une redondance réelle avec d'autres systèmes classiques de mesure de température et de vitesse. A partir du concept énoncé dans la revendication 1 il est possible de définir de nombreuses ramifications permettant de connaitre finement d’autres paramètres aérodynamiques à partir des seules mesures suivantes : pression totale, pression statique et temps de transfert d’une ou plusieurs ondes acoustiques cheminant dans le flux d’air entourant l’aéronef. L’homme de l’art pourra appliquer ce concept à de nombreux autres systèmes similaires sans sortir du cadre de l’invention défini dans les revendications jointes et notamment pour des applications autres que les applications aéronautiques comme des systèmes montés sur des véhicules terrestres ou nautiques. Dispositif de mesure de la température totale (TT) ou de la température statique (TS) d’une masse d’air ambiante (MA) environnant un aéronef (A), cedit dispositif ét ant placé sur cedit aéronef, cedit aéronef comprenant un centre de gravité (O), une pointe avant (PAV), une pointe arrière (PAR) et une partie avant (AV) comprise entre la pointe avant (PAV) et le centre de gravité (O) de l’aéronef et comprenant une partie arrière (AR) comprise entre le centre de gravité (O) de l’aéronef et la pointe arrière (PAR) de l’aéronef, cet aéronef comprenant un fuselage (F), cet aéronef ayant un plan de symétrie vertical lorsqu’il est posé sur un plan horizontal, cet aéronef se déplaçant vers l’avant, et pouvant évoluer dans un grand domaine de vitesses subsoniques et/ou supersoniques, cet aéronef comportant un axe longitudinal horizontal dirigé vers l’avant (OX), et un axe (OZ) vertical dirigé vers le haut lorsque l’aéronef est posé sur un sol horizontal, tous les deux axes (OX) et (OY) étant situés dans le plan de symétrie aéronef, cedit dispositif étant caractérisé en ce qu’il comprend - une sonde de pression totale permettant de mesurer la valeur de la pression totale (PT) de la masse d’air ambiante (MA) environnant l’aéronef (A), cette sonde étant placée dans la masse d’air ambiante (MA) environnant l’aéronef (A), - une prise de pression statique mesurant la valeur de la pression statique (PS) de la masse d’air ambiante (MA) environnant l’aéronef (A), cette prise de pression statique étant également placée dans la masse d’air ambiant, et étant souvent placée le long du fuselage de l’aéronef, - un générateur (G1) d’au moins un train d’ondes acoustiques (TOA1) comprenant une onde acoustique de fréquence (FRE) comprise entre 8,33 kilohertz et 150 kilohertz, et émettant le dit train d’ondes acoustiques dans la masse d’air ambiant entourant l’aéronef, - un capteur (C1) d’ondes acoustiques, ce capteur (C1) captant les ondes acoustiques émises par le générateur (G1) dans la masse d’air ambiant, - un moyen de mesure (M1) du temps (t1) de parcours de l’onde acoustique émise entre le générateur (G1) et le capteur (C1) d’ondes acoustiques, - un moyen de calcul (M2), de la température totale (TT) ou de la température statique (TS), cette dite température totale (TT) ou cette dite température statique (TS) étant, pour un aéronef donné, une fonction (f1) ou (f1’) de la pression totale (PT), de la pression statique (PS) et du temps (t1) de parcours de l’onde acoustique du générateur (G1) au récepteur (C1), de telle sorte que TT = f1(PT, PS, t1) ou TS = f1’(PT, PS, t1) Dispositif selon la revendication 1, caractérisé en ce que le la température totale (TT) ou la température statique (TS) n’est fonction que de deux variables (t1) et (R), (R) étant le rapport entre la pression totale et la pression statique, de telle sorte que la température totale (TT) ou la température statique (TS) soit d’une part proportionnelle à l’inverse du carré du temps de parcours (t1) et d’autre part fonction du rapport (R), de telle sorte que TT = f2(1/t1², R) ou TS = f2’(1/t1², R) avec R=PT/PS Dispositif selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que le générateur G1 est placé dans la partie avant (AV) de l’aéronef, et en ce que le capteur (C1) est placé dans la partie arrière (AR) de l’aéronef, l’angle (ALFA1) formé par l’axe avion (OX) et le vecteur joignant le point (G1) au point (C1) étant compris entre 135 et 180 degrés. Dispositif selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que le dispositif comprend, en outre, un moyen de calcul (MC2) de la vitesse anémométrique vraie (VV) (en anglais True Air Speed), à partir de la pression totale (PT), de la pression statique (PS) et du temps de parcours (t1) de l’onde acoustique entre le générateur (G1) et le capteur (C1), la relation étant de la forme : VV=f3(PT,PS, t1) Dispositif selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que le la vitesse vraie VV n’est fonction que de deux variables (t1) et (R), (R) étant le rapport entre la pression totale et la pression statique, de telle sorte que la vitesse vraie VV soit d’une part proportionnelle à l’inverse du temps de parcours (t1) et d’autre part fonction du rapport (R), avec R=PT/PS Dispositif suivant l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que le dispositif comprend, en outre, un autre train d’ondes acoustiques (TOA2) distinct du précédent train d’ondes acoustiques (TOA1), comprenant : - un générateur (G2) émettant une onde acoustique de fréquence comprise entre 8,33 et 150 kilohertz, dans la masse d’air ambiant, - d’un capteur (C2) d’ondes acoustiques, ce capteur (C2) captant les ondes acoustiques émises par le générateur (G2), - l’angle (ALFA2) compris entre l’axe (OX) et le vecteur joignant le point (G2) au point (C2) étant compris entre 70 et 135 degrés, - d’un moyen de mesure (M3) du temps (t2) de parcours de l’onde acoustique émise par le générateur (G2) et reçue par le récepteur (C2), - d’un moyen de calcul (M4) de l’incidence anémométrique (INC) de l’aéronef, cette dite incidence (INC) étant une fonction - de la valeur de la pression totale (PT) - de la valeur de la pression statique (PS) - du temps (t1) de parcours de l’onde acoustique du générateur (G1) au récepteur (C1), - du temps (t2) de parcours de l’onde acoustique du générateur (G2) au récepteur (C2), la fonction étant de la forme : INC= f4(PT,PS,t1,t2) Dispositif selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que le temps de parcours de chaque onde acoustique est mesuré entre le début de l’émission de ladite onde et le début de la réception de cette même onde. Dispositif selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que la fréquence (FRE) choisie pour générer les ondes acoustiques varie en fonction de la valeur de la pression statique (PS) et/ou en fonction de la valeur de la température (TT) ou de la température (TS) autour d’une fréquence FRE0 prédéterminée, cette dite fonction étant de la forme : FRE=FRE0+f5(PS)+f6(TT) ou FRE=FRE0+f5(PS)+f6’(TS) Procédé de calcul, de la température totale (TT) ou de la température statique (TS) de la masse d’air ambiant environnant un aéronef (A), utilisant le dispositif décrit précédemment dans les revendications 1 à 8, en suivant dans l’ordre indiqué ou dans un ordre différent les étapes suivantes : - étape 1 : mesure de la pression totale (PT), - étape 2 : mesure de la pression statique (PS) - étape 3 : mesure du temps (t1) de parcours de l’onde acoustique depuis le générateur (G1) jusqu’au récepteur (C1), - étape 4 : calcul de la température totale (TT) ou de la température statique (TS) à partir de la pression totale (PT), de la pression statique (PS) et du temps de parcours (t1) de l’onde acoustique, l’expression de (TT) étant de la forme : TT= f7(PT, PS, t1) ou TS = f’7’(PT, PS, t1) Procédé de mesure, à chaque pas de calcul, de la vitesse anémométrique vraie d’un aéronef utilisant le dispositif décrit dans une ou plusieurs des revendications précédentes prises en combinaison avec la revendication 4, en suivant dans l’ordre indiqué ou dans un ordre différent les étapes suivantes : - étape 1 : mesure de la pression totale (PT), - étape 2 : mesure de la pression statique (PS) - étape 3 : mesure du temps (t1) de parcours du train d’ondes acoustiques (TOA1) depuis le générateur (G1) jusqu’au récepteur (C1), - étape 4 : calcul de la vitesse calculée de l’aéronef (VC), la relation étant de la forme VC=f8(PT,PS) - étape 5 : calcul de la température totale (TT) ou de la température statique (TS) à partir de la vitesse (VC) et du temps de parcours (t1) de l’onde acoustique (t1). - étape 6 : calcul de la vitesse vraie (VV) à partir de la vitesse calculée (VC) et de la température totale (TT) ou de la température statique (TS) obtenue à partir de la vitesse (VC) et du temps de parcours de l’onde acoustique entre le générateur (G1) et le capteur (C1), la relation étant de la forme : VV= f9(PT, PS, t1) ou VV=f10(VC, TT) ou VV = f10’(VC, TS) Procédé de mesure, à chaque pas de calcul, de l’incidence anémométrique d’un aéronef utilisant le dispositif décrit dans une ou plusieurs des revendications précédentes prises avec la revendication 6, en suivant dans l’ordre indiqué ou dans un ordre différent les étapes suivantes : - étape 1 : mesure de la pression totale (PT), - étape 2 : mesure de la pression statique (PS) - étape 3 : mesure du temps (t1) de parcours du train d’ondes acoustiques (TOA1) depuis le générateur (G1) jusqu’au récepteur (C1), - étape 4 : mesure du temps (t2) de parcours d’un autre train d’ondes acoustiques (TOA2) depuis le générateur (G2) jusqu’au récepteur (C2), - étape 5 : calcul de la température totale (TT) ou de la température statique (TS) à partir de la pression totale (PT), de la pression statique (PS) et du temps de parcours (t1) du train d’ondes acoustiques (TOA1), - étape 6 : calcul de la vitesse vraie horizontale (VVx) à partir de la pression totale (PT), de la pression statique (TS) et du temps de parcours (t1) du train d’ondes acoustiques (TOA1), la relation étant de la forme : VVx=f11(PT, PS, t1), - étape 7 : calcul de la température statique (TS) à partir de la température totale (TT) et la vitesse vraie (VVx) suivant l’axe (OX) - étape 8 : calcul de la vitesse vraie (VVz) sensiblement verticalement suivant l’axe (OZ) à partir de la température statique (TS) et du temps de parcours de l’onde acoustique (t2) entre le générateur (G2) et le capteur (C2), - étape 9 : calcul de l’incidence en effectuant le rapport entre la vitesse anémométrique verticale (VVz) et la vitesse anémométrique horizontale VVx), la relation étant de la forme : INC=Arctangente(VVz/VVx)