FR 3154506 A1 20250425 FR 2311322 A 20231019 Afin de détecter une erreur de mesure dans un couple de sondes droite-gauche de pression statique d’un aéronef, un système sous forme de circuiterie électronique est configuré pour: obtenir (102) des mesures de pression statique droite/gauche en provenance du couple de sondes droite-gauche de pression statique ; calculer (104) un différentiel droite-gauche de pression statique à partir des mesures obtenues ; déterminer (106) un différentiel théorique droite-gauche de pression statique en utilisant des données d’autres équipements de l’aéronef ; effectuer (108) une comparaison entre la différence entre le différentiel droite-gauche calculé et le différentiel droite-gauche théorique déterminé avec un seuil prédéterminé ; et lorsque la comparaison montre que la différence entre le différentiel droite-gauche calculé et le différentiel droite-gauche théorique déterminé est supérieure au seuil prédéterminé, générer (112) une alerte d’erreur de mesure de pression statique. Ainsi, il est possible de détecter finement d’éventuelles erreurs de mesures de pression statique. Figure à publier avec l’abrégé : Fig. 1 PROCEDE ET SYSTEME DE SURVEILLANCE DE MESURES DE SONDES DE PRESSION STATIQUE D’UN AERONEF La présente invention concerne un procédé et un système de surveillance de mesures de sondes de pression statique d’un aéronef pour plus particulièrement détecter d’éventuelles erreurs de mesures de ces sondes de pression statique. ETAT DE LA TECHNIQUE ANTERIEURE Sur des aéronefs, la pression statique est mesurée grâce à un couple de sondes installées de manière symétrique de part et d’autre du fuselage de l’aéronef en question. On parle ainsi de sondes droite-gauche de pression statique. Certains systèmes de type ADIRU (« Air Data Inertial Reference Unit » en anglais) surveillent en temps-réel le différentiel droite-gauche existant entre les mesures de pression statique réalisées. Lorsque ce différentiel dépasse un seuil prédéfini, par exemple 30 millibars, le système de type ADIRU en question considère être en présence d’erreurs de mesures de pression statique. Cependant, bien que cette approche permette de correctement détecter des erreurs de mesures, il serait souhaitable de fournir une solution qui permette de détecter encore plus finement d’éventuelles erreurs de mesures de pression statique. Il est ainsi proposé ici un procédé de détection d’une erreur de mesure dans un couple de sondes droite-gauche de pression statique d’un aéronef, le procédé étant implémenté par un système sous forme de circuiterie électronique, le procédé comportant les étapes suivantes : obtenir des mesures de pression statique droite/gauche en provenance du couple de sondes droite-gauche de pression statique qui forme un premier ensemble d’équipements de l’aéronef ; calculer un différentiel droite-gauche de pression statique à partir des mesures obtenues ; déterminer un différentiel théorique droite-gauche de pression statique , à partir d’un second ensemble d’équipements de l’aéronef qui est distinct du premier ensemble d’équipements ; effectuer une comparaison entre la différence entre le différentiel droite-gauche calculé et le différentiel droite-gauche théorique déterminé avec un seuil prédéterminé ; et lorsque la comparaison montre que la différence entre le différentiel droite-gauche calculé et le différentiel droite-gauche théorique déterminé est supérieure au seuil prédéterminé, générer une alerte d’erreur de mesure de pression statique. Ainsi, il est possible de détecter finement d’éventuelles erreurs de mesures de pression statique. Dans un mode de réalisation particulier, déterminer le différentiel théorique droite-gauche de pression statique comporte appliquer une fonction F d’estimation du différentiel droite-gauche théorique de pression statique. Dans un mode de réalisation particulier, la fonction F d’estimation du différentiel droite-gauche théorique de pression statique est telle que le différentiel droite-gauche théorique de pression statique est calculé de la façon suivante : où : - représente un coefficient tel que , où représente un différentiel d’effet de glissement latéral entre la droite et la gauche du fuselage de l’aéronef ; - représente la masse de l’aéronef et représente l’accélération gravitationnelle ; - représente la surface d’une aile de l’aéronef ; - représente la pression dynamique ; - représente le gradient du coefficient aérodynamique de portance latérale qui est dû au braquage de la gouverne de direction de l’aéronef ; - représente le gradient du coefficient aérodynamique de portance latérale qui est dû au dérapage de l’aéronef ; - représente le facteur de charge latéral ; et - représente l’angle de déflection de gouverne de direction. Dans un mode de réalisation particulier, la fonction F d’estimation du différentiel droite-gauche théorique de pression statique est telle que le différentiel droite-gauche théorique de pression statique est calculé de la façon suivante : où : - représente un coefficient tel que , où représente un différentiel d’effet de glissement latéral entre la droite et la gauche du fuselage de l’aéronef ; - représente la pression dynamique ; - représente le gradient du coefficient aérodynamique de portance latérale qui est dû au braquage de la gouverne de direction de l’aéronef ; - représente le coefficient de portance verticale ; et - représente l’angle d’inclinaison de l’aéronef. Dans un mode de réalisation particulier, déterminer un différentiel théorique droite-gauche de pression statique comporte utiliser un réseau de neurones entraîné prenant en entrées l’ensemble de données suivant : - , où représente le facteur de charge latéral et représente la masse de l’aéronef ; - l’angle d’attaque α de l’aéronef ; - l’angle de déflection de la gouverne de direction de l’aéronef ; - le différentiel de vitesse moteur entre un moteur à droite du fuselage et un moteur à gauche du fuselage de l’aéronef ; et - le nombre de Mach. Il est aussi proposé ici un produit programme d’ordinateur comportant des instructions causant une implémentation du procédé selon l’un quelconque des modes de réalisation présentés ci-dessus, lorsque les instructions sont exécutées par un processeur. Il est également proposé ici un support de stockage d’informations sur lequel sont stockées des instructions causant une implémentation du procédé selon l’un quelconque des modes de réalisation présentés ci-dessus, lorsque les instructions sont lues depuis le support de stockage d’informations et exécutées par un processeur. Il est aussi proposé ici un système de surveillance de mesures de couple de sondes droite-gauche de pression statique d’un aéronef, ledit système étant sous forme de circuiterie électronique configurée pour : obtenir des mesures de pression statique droite/gauche en provenance du couple de sondes droite-gauche de pression statique qui forme un premier ensemble d’équipements de l’aéronef ; calculer un différentiel droite-gauche de pression statique à partir des mesures obtenues ; déterminer un différentiel théorique droite-gauche de pression statique , à partir d’un second ensemble d’équipements de l’aéronef qui est distinct du premier ensemble d’équipements ; effectuer une comparaison entre la différence entre le différentiel droite-gauche calculé et le différentiel droite-gauche théorique déterminé avec un seuil prédéterminé ; et lorsque la comparaison montre que la différence entre le différentiel droite-gauche calculé et le différentiel droite-gauche théorique déterminé est supérieure au seuil prédéterminé, générer une alerte d’erreur de mesure de pression statique. Il est également proposé ici un aéronef comportant au moins un couple de sondes droite-gauche de pression statique placées de part et d’autre du fuselage, et au moins un système de surveillance de mesures de couple de sondes droite-gauche de pression statique tel que présenté ci-dessus. Les caractéristiques de l’invention mentionnées ci-dessus, ainsi que d'autres, apparaîtront plus clairement à la lecture de la description suivante d'au moins un exemple de réalisation, ladite description étant faite en relation avec les dessins joints, parmi lesquels : FIG. 1 illustre schématiquement un algorithme de surveillance de mesures de sondes de pression statique ; FIG. 2 illustre schématiquement un premier mode de réalisation particulier d’un système de surveillance de mesures de sondes de pression statique ; FIG. 3 illustre schématiquement un deuxième mode de réalisation particulier du système de surveillance de mesures de sondes de pression statique ; FIG. 4 illustre schématiquement un exemple d’agencement matériel adapté pour implémenter l’algorithme de la FIG. 1 ; et FIG. 5 illustre schématiquement, en vue de côté, un aéronef équipé d’un système de surveillance de mesures de sondes de pression statique. EXPOSE DETAILLE DE MODES DE REALISATION Par la suite, divers modes de réalisation d’un système de surveillance de mesures de sondes de pression statique d’un aéronef sont divulgués. Un tel système de surveillance de mesures de sondes de pression statique est destiné à être utilisé pour surveiller des mesures réalisées par des sondes de pression statique droite et gauche de l’aéronef. Un tel aéronef 500 est illustré schématiquement, en vue de côté, sur la FIG. 5 . Un tel système de surveillance de mesures de sondes de pression statique est préférentiellement intégré à un système de type ADIRU (« Air Data Inertial Reference Unit » en anglais) connecté à de telles sondes de pression statique droite et gauche de l’aéronef 500, c’est-à-dire placées de manière symétrique à droite et à gauche du fuselage de l’aéronef 500. Le système de type ADIRU est un système fournissant des informations de vitesse et d’altitude, ainsi que des référents inertiels. La surveillance de mesures de sondes de pression statique détaillée est typiquement complétée par d’autres mécanismes de surveillance de mesures de sondes de pression statique. La FIG. 1 illustre schématiquement un algorithme de surveillance de mesures de sondes de pression statique. L’algorithme de la FIG. 1 est implémenté par le système de surveillance de mesures de sondes de pression statique susmentionné. Dans une étape 102, le système de surveillance de mesures de sondes de pression statique obtient des mesures gauche et droite des sondes de pression statique. Ces mesures sont ainsi obtenues en temps-réel à partir d’un premier ensemble de capteurs formé par les sondes de pression statique à gauche et à droite du fuselage. Dans une étape 104, le système de surveillance de mesures de sondes de pression statique calcule un différentiel droite-gauche de pression statique ( ) à partir des mesures obtenues à l’étape 102. Dans une étape 106, le système de surveillance de mesures de sondes de pression statique détermine un différentiel droite-gauche théorique de pression statique ( ) à partir de mesures et données obtenues à partir d’un deuxième ensemble de capteurs ou équipements de l’aéronef 500 qui est distinct du premier ensemble de capteurs. Dans un premier mode de réalisation, le système de surveillance de mesures de sondes de pression statique intègre un calculateur pour déterminer le différentiel droite-gauche théorique de pression statique ( ). Ce premier mode de réalisation est présenté ci-après en relation avec la FIG. 2 . Dans un deuxième mode de réalisation, le système de surveillance de mesures de sondes de pression statique intègre un réseau de neurones entraîné (« trained » en anglais) pour déterminer le différentiel droite-gauche théorique de pression statique ( ). Ce deuxième mode de réalisation est présenté ci-après en relation avec la FIG. 3 . Dans une étape 108, le système de surveillance de mesures de sondes de pression statique compare la différence entre le différentiel droite-gauche calculé à l’étape 104 ( ) et celui déterminé à l’étape 106 ( ) avec un seuil prédéterminé TH. Dans une étape 110, le système de surveillance de mesures de sondes de pression statique vérifie si la différence entre le différentiel droite-gauche calculé à l’étape 104 et celui déterminé à l’étape 106 est supérieure au seuil prédéterminé TH. Si tel est le cas, une étape 112 est effectuée ; sinon, l’étape 102 est répétée pour un nouveau cycle temps-réel de surveillance des mesures de sondes de pression statique. Dans l’étape 112, le système de surveillance de mesures de sondes de pression statique génère une alerte d’erreur de mesure de pression statique. Par exemple, l’alerte est un signal d’avionique, sonore et/ou visuel. Selon un autre exemple, l’alerte est un signal ou un message indiquant que les mesures en provenance des sondes de pression statique sont potentiellement erronées. La FIG. 2 illustre schématiquement le système de surveillance de mesures de sondes de pression statique, dans un premier mode de réalisation. Sur la FIG. 2 , le système de surveillance de mesures de sondes de pression statique comporte un premier circuit différentiel D1 203 configuré pour fournir en sortie une différence, en valeur absolue, entre une première mesure de pression statique fournie en entrée par une sonde de pression statique droite SP_R 201 et une deuxième mesure de pression statique fournie en entrée par une sonde de pression statique gauche SP_L 202. Le système de surveillance de mesures de sondes de pression statique comporte en outre un calculateur 210 prenant en entrées des données (e.g., mesures) issues de différents capteurs ou équipements S1 221, S2 222 … Sn 22n de l’aéronef 500. Le calculateur 210 applique une fonction F d’estimation du différentiel droite-gauche théorique de pression statique. Le différentiel droite-gauche théorique de pression statique est ainsi fourni en sortie du calculateur 210. Dans un mode de réalisation particulier, la fonction F est telle que le différentiel droite-gauche théorique de pression statique est calculé de la façon suivante : où : - représente un coefficient tel que , où représente un différentiel d’effet de glissement latéral (« side slip » en anglais) entre la droite et la gauche du fuselage ; - représente la masse de l’aéronef 500 et représente l’accélération gravitationnelle ; - représente la surface d’une aile de l’aéronef (à noter que cette surface de l’aile sert de référence commune pour la détermination des coefficients aérodynamiques) ; - représente la pression dynamique ; - représente le gradient du coefficient aérodynamique de portance latérale qui est dû au braquage de la gouverne de direction de l’aéronef ; - représente le gradient du coefficient aérodynamique de portance latérale qui est dû au dérapage (aussi appelé glissement latéral) de l’aéronef ; - représente le facteur de charge latéral ; et - représente l’angle de déflection de gouverne de direction de l’aéronef. Par exemple, le coefficient est obtenu par essais en vol, ou par essais en soufflerie, ou par calculs, ou par analyse théorique. Il est connu que, dans les aéronefs, la pression dynamique est calculée à partir de la mesure de pression statique et de la mesure de pression totale . Il faut bien comprendre qu’ici il est question de focaliser sur le différentiel de mesures de pression statique entre droite et gauche du fuselage. Ainsi, même si une mesure est entachée d’erreur, cela entraîne une faible erreur de pression dynamique, qui ne remet pas en question la capacité à détecter l’écart entre les deux mesures de pression statique. Dans un autre mode de réalisation, la fonction F est telle que le différentiel droite-gauche théorique de pression statique est calculé de la façon suivante : où : - représente le coefficient aérodynamique de portance verticale ; et - représente l’angle d’inclinaison de l’aéronef. Le système de surveillance de mesures de sondes de pression statique comporte en outre un deuxième circuit différentiel D2 230 configuré pour fournir en sortie la différence, en valeur absolue, entre la sortie du premier circuit différentiel D1 203 et la sortie du calculateur 210 ( i.e. , la différence entre le différentiel droite-gauche calculé à l’étape 104 et celui déterminé à l’étape 106). Le système de surveillance de mesures de sondes de pression statique comporte en outre un comparateur C 240 configuré pour comparer la sortie du deuxième circuit différentiel D2 230 et un seuil prédéterminé TH. Dans ce premier mode de réalisation, le seuil prédéterminé TH est par exemple égal à une valeur TH1 de 10 millibars. Le système de surveillance de mesures de sondes de pression statique comporte en outre un circuit générateur d’alerte WG (« Warning Generator » en anglais) 250 configuré pour générer une alerte d’erreur de mesure de pression statique, comme décrit ci-avant, lorsque la sortie comparateur C 240 indique que la sortie du deuxième circuit différentiel D2 230 est supérieure au seuil prédéterminé TH. La FIG. 3 illustre schématiquement le système de surveillance de mesures de sondes de pression statique, dans un deuxième mode de réalisation. Sur la FIG. 3 , le système de surveillance de mesures de sondes de pression statique comporte le premier circuit différentiel D1 203 et les sondes de pression statique SP_R 201 et SP_L 202, tels que décrits ci-dessus en relation avec la FIG. 2 . Le système de surveillance de mesures de sondes de pression statique comporte en outre un réseau de neurones NN 211 entraîné pour fournir en sortie une estimation du différentiel droite-gauche théorique de pression statique en fonction d’un ensemble de données issues de différents capteurs ou équipements S’1 321, S’2 322 … Sn 32n de l’aéronef 500. Le réseau de neurones NN 211 prend ainsi en entrées l’ensemble de données suivant : - , où il est rappelé que représente le facteur de charge latéral et représente la masse de l’aéronef 500 ; - l’angle d’attaque α de l’aéronef 500 ; - , l’angle de déflection de gouverne de direction de l’aéronef ; - , le différentiel de vitesse moteur entre un moteur à droite du fuselage et un moteur à gauche du fuselage ; et - le nombre de Mach. Une phase d’apprentissage peut être effectuée en collectant ces différentes données, ainsi que des mesures consolidées de pression statique, afin d’entraîner le réseau de neurones NN 211 à évaluer la valeur du différentiel droite-gauche théorique de pression statique en fonction des paramètres listés ci-dessus. Une fois que l’entraînement du réseau de neurones NN 211 est validé, le réseau de neurones NN 211 entraîné peut être utilisé en vol afin de déterminer le différentiel droite-gauche théorique de pression statique en fonction des valeurs en temps-réel des paramètres listés ci-dessus. Le système de surveillance de mesures de sondes de pression statique comporte aussi le deuxième circuit différentiel D2 230, le comparateur C 240 et le circuit générateur d’alerte WG 250, tels que décrits ci-dessus en relation avec la FIG. 2 . Ainsi, le deuxième circuit différentiel D2 230 est configuré pour fournir en sortie la différence, en valeur absolue, entre la sortie du premier circuit différentiel D1 203 et la sortie du réseau de neurones NN 211 ( i.e. , la différence entre le différentiel droite-gauche calculé à l’étape 104 et celui déterminé à l’étape 106). Dans ce deuxième mode de réalisation, le seuil prédéterminé TH est par exemple égal à une valeur TH2 de 5 millibars. Dans un exemple de réalisation, le réseau de neurones NN 211 comporte une couche cachée (« hiden layer » en anglais) avec 15 nœuds. Les agencements présentés ci-dessus en relation avec les Figs. 2 et 3 permettent d’implémenter sous forme de circuits électroniques un procédé conformément à l’algorithme de la FIG. 2 . L’algorithme de la FIG. 2 peut aussi être implémenté sous forme logicielle en vue d’une exécution par un processeur, comme décrit ci-dessous en relation avec la FIG. 4 . La FIG. 4 illustre ainsi schématiquement un exemple de plateforme matérielle adaptée pour implémenter le système de surveillance de mesures de sondes de pression statique (référencé SYS 400 sur la FIG. 4 ) sous forme de circuiterie électronique. La plateforme matérielle comporte alors, reliés par un bus de communication 410 : un processeur ou CPU (« Central Processing Unit » en anglais) 401 ; une mémoire vive RAM (« Random Access Memory » en anglais) 402 ; une mémoire morte 403, par exemple de type ROM (« Read Only Memory » en anglais) ou EEPROM (« Electrically-Erasable Programmable ROM » en anglais) ou de type Flash ; une unité de stockage, telle qu’un disque dur HDD (« Hard Disk Drive » en anglais) 404, ou un lecteur de support de stockage, tel qu’un lecteur de cartes SD (« Secure Digital » en anglais) ; et un gestionnaire d’interfaces I/f 405. Le gestionnaire d’interfaces I/f 405 permet à la plateforme matérielle d’interagir avec des capteurs de l’aéronef 500. Dans un mode de réalisation, le gestionnaire d’interfaces I/f 405 permet à la plateforme matérielle d’interagir avec des périphériques, tels que des périphériques d’interface homme machine (écran de cockpit…) de l’aéronef 500. Le processeur 401 est capable d’exécuter des instructions chargées dans la mémoire vive 402 à partir de la mémoire morte 403, d’une mémoire externe, d’un support de stockage (tel qu’une carte SD), ou d’un réseau de communication. Lorsque la plateforme matérielle est mise sous tension, le processeur 401 est capable de lire de la mémoire vive 402 des instructions et de les exécuter. Ces instructions forment un programme d’ordinateur causant l’implémentation, par le processeur 401, de tout ou partie des étapes décrites ici. Tout ou partie des étapes décrites ici peut ainsi être implémenté sous forme logicielle par exécution d’un ensemble d’instructions par une machine programmable, par exemple un processeur de type DSP (« Digital Signal Processor » en anglais) ou un microcontrôleur, ou être implémenté sous forme matérielle par une machine ou un composant électronique (« chip » en anglais) dédié ou un ensemble de composants électroniques (« chipset » en anglais) dédié. D’une manière générale, le système SYS 400 comporte de la circuiterie électronique adaptée et configurée pour implémenter les étapes décrites ici. Procédé de détection d’une erreur de mesure dans un couple de sondes droite-gauche de pression statique d’un aéronef (500), le procédé étant implémenté par un système sous forme de circuiterie électronique, le procédé comportant : - obtenir (102) des mesures de pression statique droite/gauche en provenance du couple de sondes droite-gauche de pression statique qui forme un premier ensemble d’équipements de l’aéronef (500) ; - calculer (104) un différentiel droite-gauche de pression statique à partir des mesures obtenues ; - déterminer (106) un différentiel théorique droite-gauche de pression statique , à partir d’un second ensemble d’équipements de l’aéronef (500) qui est distinct du premier ensemble d’équipements ; - effectuer (108) une comparaison entre la différence entre le différentiel droite-gauche calculé et le différentiel droite-gauche théorique déterminé avec un seuil prédéterminé ; - lorsque la comparaison montre que la différence entre le différentiel droite-gauche calculé et le différentiel droite-gauche théorique déterminé est supérieure au seuil prédéterminé, générer (112) une alerte d’erreur de mesure de pression statique. Procédé selon la revendication 1, dans lequel déterminer un différentiel théorique droite-gauche de pression statique comporte appliquer une fonction F d’estimation du différentiel droite-gauche théorique de pression statique. Procédé selon la revendication 2, dans lequel la fonction F d’estimation du différentiel droite-gauche théorique de pression statique est telle que le différentiel droite-gauche théorique de pression statique est calculé de la façon suivante : où : - représente un coefficient tel que , où représente un différentiel d’effet de glissement latéral entre la droite et la gauche du fuselage de l’aéronef ; - représente la masse de l’aéronef et représente l’accélération gravitationnelle ; - représente la surface d’une aile de l’aéronef ; - représente la pression dynamique ; - représente le gradient du coefficient aérodynamique de portance latérale qui est dû au braquage de la gouverne de direction de l’aéronef ; - représente le gradient du coefficient aérodynamique de portance latérale qui est dû au dérapage de l’aéronef ; - représente le facteur de charge latéral ; et - représente l’angle de déflection de gouverne de direction de l’aéronef. Procédé selon la revendication 2, dans lequel la fonction F d’estimation du différentiel droite-gauche théorique de pression statique est telle que le différentiel droite-gauche théorique de pression statique est calculé de la façon suivante : où : - représente un coefficient tel que , où représente un différentiel d’effet de glissement latéral entre la droite et la gauche du fuselage de l’aéronef ; - représente la pression dynamique ; - représente le gradient du coefficient aérodynamique de portance latérale qui est dû au braquage de la gouverne de direction de l’aéronef ; - représente le coefficient aérodynamique de portance verticale ; et - représente l’angle d’inclinaison de l’aéronef. Procédé selon la revendication 2, dans lequel déterminer un différentiel théorique droite-gauche de pression statique comporte utiliser un réseau de neurones (211) entraîné prenant en entrées l’ensemble de données suivant : - , où représente le facteur de charge latéral et représente la masse de l’aéronef ; - l’angle d’attaque α de l’aéronef ; - l’angle de déflection de gouverne de direction de l’aéronef ; - le différentiel de vitesse moteur entre un moteur à droite du fuselage et un moteur à gauche du fuselage de l’aéronef ; et - le nombre de Mach. Produit programme d’ordinateur comportant des instructions causant une implémentation du procédé selon l’une quelconque des revendications 1 à 5, lorsque les instructions sont exécutées par un processeur. Support de stockage d’informations sur lequel sont stockées des instructions causant une implémentation du procédé selon l’une quelconque des revendications 1 à 5, lorsque les instructions sont lues depuis le support de stockage d’informations et exécutées par un processeur. Système de surveillance de mesures de couple de sondes droite-gauche de pression statique d’un aéronef (500), ledit système étant sous forme de circuiterie électronique configurée pour : - obtenir (102) des mesures de pression statique droite/gauche en provenance du couple de sondes droite-gauche de pression statique qui forme un premier ensemble d’équipements de l’aéronef ; - calculer (104) un différentiel droite-gauche de pression statique à partir des mesures obtenues ; - déterminer (106) un différentiel théorique droite-gauche de pression statique , à partir d’un second ensemble d’équipements de l’aéronef qui est distinct du premier ensemble d’équipements ; - effectuer (108) une comparaison entre la différence entre le différentiel droite-gauche calculé et le différentiel droite-gauche théorique déterminé avec un seuil prédéterminé ; - lorsque la comparaison montre que la différence entre le différentiel droite-gauche calculé et le différentiel droite-gauche théorique déterminé est supérieure au seuil prédéterminé, générer (112) une alerte d’erreur de mesure de pression statique. Aéronef (500) comportant au moins un couple de sondes droite-gauche de pression statique placées de part et d’autre du fuselage, et au moins un système de surveillance de mesures de couple de sondes droite-gauche de pression statique selon la revendication 8.