WO2007104851A1 - Procede et dispositif de commande de la poussee d'un aeronef multimoteur - Google Patents

Procede et dispositif de commande de la poussee d'un aeronef multimoteur Download PDF

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Gérard Mathieu
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    • G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
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    • G05D1/0055—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots with safety arrangements
    • G05D1/0072—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots with safety arrangements to counteract a motor failure
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D31/00—Power plant control systems; Arrangement of power plant control systems in aircraft
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    • B64D31/06—Initiating means actuated automatically
    • B64D31/09—Initiating means actuated automatically in response to power plant failure
    • B64D31/10—Initiating means actuated automatically in response to power plant failure for preventing asymmetric thrust

Definitions

  • an aircraft implementing the method according to the invention greatly reduces the performance limitations due to the minimum speed VMC.
  • the various flight requirements mentioned above can thus be satisfied regardless of the weight of the aircraft and regardless of its speed.
  • This is especially particularly advantageous for a twin-engine aircraft. Indeed, for a twin-engine aircraft, the thrust of a single engine must be able to provide a regulatory minimum slope with high mass. As a result, at low mass, the thrust available on a single engine is greater than that required to maintain the regulatory slope.
  • step d) if said first and second weight values are equal to a margin, said control order determined in step c) is applied to the engines that have not failed, so as to obtain a thrust substantially equal to the reduced thrust value calculated in step b); and
  • fourth means for applying said control command determined by said third means to the non-faulty engines of the aircraft.
  • the device according to the invention thus makes it possible, during the breakdown of an engine, to adapt the thrust of the engine (s) not broken down so as to have sufficient performance but with a lower minimum control speed (VMC type) and a more homogeneous flight attitude.
  • VMC type minimum control speed
  • the figures of the appended drawing will make it clear how the invention can be realized. In these figures, identical references designate similar elements.
  • the device 1 according to the invention and shown schematically in Figure 1 is intended to control the thrust of a multi-engine aircraft, in particular a multi-engine transport aircraft, not shown.
  • v- ⁇ cons is a slope value of the aircraft, corresponding to a set slope; and ⁇ 0 f is the current ratio between lift and drag of the aircraft.
  • said device 1 further comprises a control system SC diagrammatically shown in FIG. 2.
  • This control system SC which is preferably used during an approach for a landing, comprises especially :
  • a means 17 which usually determines a second weight value, as a function of the current incidence of the aircraft, which is for example received from a conventional means 18, the latter being connected via a This means 18 may be part of said set of information sources.
  • said means 17 comprises a usual model for determining said second weight value, from the lift equation for example, based on a measurement of the incidence of theft. Correlated at speed, the mass is deduced from it; and a means 20 which is connected via links 21 and 22 to said means 14 and 17 and which is intended to compare said first and second weight values with each other and to issue an order according to this comparison.
  • said means 20 is intended to inhibit the application of the abovementioned reduced thrust value to the engine (s) which has not failed, when said first and second weight values are different from one another. the other.
  • said means 20 may, for example, transmit an inhibition command to said central unit UC via a link 23.
  • the device 1 applies to the engine (s) that has not failed the said control command which is determined by the means 5 and which provides a thrust substantially equal to the reduced thrust value calculated by the means 4;
  • the device 1 applies to the motor (s) not in failure a usual control order allowing to obtain a constant predetermined thrust, for example a TOGA-type thrust ("Take Off / Go Around"), that is to say a predetermined usual thrust for a take-off or a go-around.
  • a TOGA-type thrust Take Off / Go Around

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Abstract

Le dispositif (1) comporte un moyen (3) pour déterminer le poids courant de l'aéronef, un moyen (4) pour calculer une valeur de poussée réduite qui est proportionnelle audit poids courant, un moyen (5) pour déterminer au moins un ordre de commande des moteurs, afin qu'ils délivrent une poussée égale à ladite valeur de poussée réduite, et un moyen (7) pour appliquer cet ordre de commande aux moteurs non en panne de l'aéronef.

Description

Procédé et dispositif de commande de la poussée d'un aéronef multimoteur.
La présente invention concerne un procédé et un dispositif de commande de la poussée d'un aéronef, en particulier d'un avion de transport, de type multimoteur et notamment bimoteur.
On sait que généralement, sur un avion, la dérive (c'est-à-dire le plan fixe de l'empennage vertical de l'avion, qui est destiné à assurer la stabilité de route de ce dernier) et la gouverne de direction (c'est-à-dire un volet mobile qui est monté sur la dérive et qui est manoeuvrable dans le but de modifier la direction de l'avion) présentent des dimensions permettant à l'avion de satisfaire complètement différentes exigences de vol (de nature réglementaire ou non), telles qu'en particulier une vitesse minimale de commande pour un moteur en panne de type VMC.
On sait de plus qu'afin d'améliorer les performances (consommation de carburant, niveau de bruit, ...) d'un avion, sans diminuer la charge utile à transporter, les constructeurs sont amenés à diminuer le plus pos- sible la masse de l'avion, c'est-à-dire la masse de la structure, d'organes, d'équipements, ..., et en particulier la masse de ladite dérive et de ladite gouverne de direction. Toutefois, en réduisant dans un tel but les dimensions de la dérive et de la gouverne de direction, on augmente mécaniquement la vitesse VMC précitée, ce qui pénalise les performances de l'avion, puisque lors d'une panne d'un moteur, la vitesse minimale à respecter est ainsi augmentée.
La présente invention concerne un procédé de commande de la poussée d'un aéronef multimoteur, qui permet de remédier aux inconvénients précités. A cet effet, selon l'invention, ledit procédé est remarquable en ce que : a) on détermine un paramètre représentatif du poids courant de l'aéronef et on déduit ledit poids courant de ce paramètre. Ce paramètre peut être le poids courant lui-même ou l'incidence par exemple ; b) on calcule une valeur de poussée réduite qui est proportionnelle audit poids courant déterminé à l'étape a) ; c) on détermine au moins un ordre de commande des moteurs, qui est tel que s'il est appliqué aux moteurs non en panne dudit aéronef, ces derniers délivrent une poussée sensiblement égale à ladite valeur de poussée réduite calculée à l'étape b) ; et d) on applique ledit ordre de commande déterminé à l'étape c) aux moteurs non en panne de l'aéronef.
Le procédé conforme à la présente invention peut être appliqué à un aéronef pour lequel tous les moteurs sont en fonctionnement. Toutefois, dans un mode de réalisation préféré, on surveille les moteurs de l'aé- ronef de manière à pouvoir détecter une panne d'un des moteurs, et on met en œuvre les étapes a) et d) uniquement lorsqu'une panne d'un des moteurs est détectée.
Ainsi, grâce à l'invention, lors d'une panne d'un des moteurs de l'aéronef, on réduit la poussée (en fonction du poids de l'aéronef) du ou des moteurs non en panne de manière à réduire la pente, tout en garantissant une pente suffisante et également homogène, ce qui évite des attitudes de vol inhabituelles en cas de remise des gaz à une masse légère. Par conséquent, en réduisant le moment de lacet du ou des moteurs non en panne, on réduit la vitesse de commande minimale VMC théorique pour tous les poids de l'aéronef. Ainsi, il est possible d'équilibrer l'aéronef en lacet sans avoir à braquer complètement la gouverne de direction. Ceci signifie que la vitesse ne sera pas limitée par la vitesse minimale VMC. Ainsi, les contraintes de performance dues à la vitesse minimale de commande pour un moteur en panne sont relâchées, et il peut être tiré le plein bénéfice des performances longitudinales de l'aéronef en diminuant sa vitesse de vol le cas échéant.
Par conséquent, un aéronef qui met en œuvre le procédé conforme à l'invention réduit fortement les limitations de performance dues à la vi- tesse minimale VMC. Les différentes exigences de vol précitées peuvent ainsi être satisfaites quel que soit le poids de l'aéronef et quelle que soit sa vitesse. Ceci est, notamment, particulièrement avantageux pour un aéronef bimoteur. En effet, pour un aéronef bimoteur, la poussée d'un unique moteur doit pouvoir assurer une pente minimale réglementaire à forte masse. En conséquence de quoi, à faible masse, la poussée disponible sur un unique moteur est supérieure à celle nécessaire pour tenir la pente réglementaire.
En outre, le procédé conforme à l'invention permet également d'homogénéiser la pente et l'assiette en cas de remise des gaz, en parti- culier avec tous les moteurs en fonctionnement.
Dans un mode de réalisation préféré, à l'étape b), on calcule la valeur de poussée réduite FOEI à l'aide de l'expression suivante : FOEI = m.g.(γcons + 1 /f) dans laquelle : 0- m. g est ledit poids courant, m étant la masse et g l'accélération de la pesanteur ; O γcons est une valeur de pente correspondant à une pente de consigne ; et
<> f est le rapport courant entre la portance et la traînée de l'aéronef. Dans ce mode de réalisation préféré, on calcule ladite valeur de pente γcons à l'aide de l'expression suivante : γcons = γmin +Δγ dans laquelle : O- γmin est une valeur de pente minimale réglementaire pour l'aéronef ; et •0 Δγ est une valeur de pente prédéterminée, par exemple quelques degrés.
En outre, dans un mode de réalisation particulier, à l'étape a), on détermine le poids courant de l'aéronef, en faisant la somme du poids de l'aéronef sans carburant et du poids (courant) du carburant présent à bord dudit aéronef.
Dans ce cas, avantageusement, lors d'une phase d'approche, on réalise de plus les opérations suivantes :
- avant l'étape d) : - on détermine une première valeur de poids de l'aéronef, en faisant la somme du poids de l'aéronef sans carburant et du poids du carburant présent à bord dudit aéronef ;
• on détermine une seconde valeur de poids, en fonction de l'incidence courante de l'aéronef ; - on compare entre elles lesdites première et seconde valeurs de poids ; et
- à l'étape d) : si lesdites première et seconde valeurs de poids sont égales à une marge près, on applique aux moteurs non en panne ledit ordre de commande déterminé à l'étape c) permettant d'obtenir une poussée sensiblement égale à la valeur de poussée réduite calculée à l'étape b) ; et
- si lesdites première et seconde valeurs de poids sont différentes (au-delà de ladite marge), on applique aux moteurs non en panne un ordre de commande permettant d'obtenir une poussée prédéterminée constante, par exemple une poussée de type TOGA ("Take Off / Go Around" en anglais) c'est-à-dire pour un décollage ou une remise des gaz. Ainsi, lorsque le poids courant (à savoir ladite première valeur de poids) qui est déterminé à l'aide du poids de carburant disponible à bord de l'aéronef et qui est utilisé pour déterminer la valeur de poussée réduite précitée, s'écarte d'une (seconde) valeur de poids qui est calculée en fonction de l'incidence courante, on n'applique pas ladite valeur de poussée réduite conforme à l'invention. En effet, dans ce cas, la valeur de poids obtenue à partir de l'incidence est généralement précise de sorte que le poids courant déterminé à l'étape a) présente probablement une valeur erronée, ce qui entraîne une valeur erronée de la valeur de poussée réduite calculée à l'étape b) et de l'ordre de commande déterminé à l'étape c) du procédé conforme à l'invention.
La présente invention concerne également un dispositif de commande de la poussée d'un aéronef multimoteur, en particulier d'un avion de transport multimoteur, et notamment d'un avion bimoteur. Selon l'invention, ledit dispositif du type comportant, de préférence, des moyens pour surveiller les moteurs dudit aéronef de manière à pouvoir détecter une panne d'un desdits moteurs, est remarquable en ce qu'il comporte de plus :
- un premier moyen pour déterminer un paramètre représentatif du poids courant de l'aéronef et pour en déduire ledit poids courant ;
- un deuxième moyen pour calculer une valeur de poussée réduite qui est proportionnelle audit poids courant déterminé par ledit premier moyen ;
- un troisième moyen pour déterminer au moins un ordre de commande des moteurs, qui est tel que s'il est appliqué aux moteurs non en panne dudit aéronef, ces derniers délivrent une poussée sensiblement égale à ladite valeur de poussée réduite calculée par ledit deuxième moyen ; et
- un quatrième moyen pour appliquer ledit ordre de commande déterminé par ledit troisième moyen aux moteurs non en panne de l'aéronef.
Le dispositif conforme à l'invention permet ainsi, lors de la panne d'un moteur, d'adapter la poussée du ou des moteurs non en panne de manière à présenter des performances suffisantes mais avec une vitesse minimale de contrôle (de type VMC) plus faible et une assiette de vol plus homogène. Les figures du dessin annexé feront bien comprendre comment l'invention peut être réalisée. Sur ces figures, des références identiques désignent des éléments semblables.
La figure 1 est le schéma synoptique d'un dispositif de commande conforme à l'invention. La figure 2 illustre schématiquement un perfectionnement particulier d'un dispositif de commande conforme à l'invention.
Le dispositif 1 conforme à l'invention et représenté schématiquement sur la figure 1 est destiné à commander la poussée d'un aéronef multimoteur, en particulier un avion de transport multimoteur, non repré- sente.
Bien que non exclusivement, ledit dispositif 1 s'applique plus particulièrement à un avion bimoteur et est utilisé, de préférence, au moins lors d'une phase d'approche en vue d'un atterrissage sur une piste d'atterrissage. En outre, plus précisément, ledit dispositif 1 est destiné à être mis en œuvre lors d'une panne d'un des moteurs (non représentés) dudit aéronef multimoteur. Pour ce faire, ledit dispositif 1 comporte des moyens 2 usuels, qui sont destinés à surveiller les moteurs de l'aéronef de manière à pouvoir détecter une panne d'un desdits moteurs. Selon l'invention, ledit dispositif 1 comporte de plus :
- un moyen 3 pour déterminer un paramètre représentatif du poids courant de l'aéronef et pour en déduire ledit poids courant. Ce paramètre peut être directement le poids courant ou l'incidence par exemple qui permet de déterminer le poids courant à l'aide d'une équation usuelle de sustentation ;
- un moyen 4 pour calculer une valeur de poussée réduite qui est proportionnelle au poids courant déterminé par ledit moyen 3 ; - un moyen 5 qui est relié par l'intermédiaire d'une liaison 4A audit moyen 4, et qui est formé de manière à déterminer au moins un ordre de commande des moteurs. Cet ordre de commande est tel que s'il est appliqué au(x) moteur(s) non en panne de l'aéronef, ce(s) demier(s) dé- livre(nt) une poussée sensiblement égale à ladite valeur de poussée ré- duite calculée par ledit moyen 4. Dans un mode de réalisation particulier, lesdits moyens 4 et 5 font partie d'une unité centrale UC qui est, par exemple, reliée par l'intermédiaire d'une liaison 6 audit moyen 3 et par l'intermédiaire d'une liaison 13 auxdits moyens 2 ; et
- un moyen 7 usuel, qui est relié par l'intermédiaire d'une liaison 8 à Ia- dite unité centrale UC et qui est formé de manière à appliquer ledit ordre de commande déterminé par le moyen 5 au(x) moteur(s) non en panne de l'aéronef. Ce moyen usuel 7 peut, par exemple, fournir un ordre de commande à un système de commande numérique de moteur à pleine autorité de type FADEC ("FuII Authority Digital Engine Control" en anglais).
Ainsi, lors d'une panne d'un des moteurs de l'aéronef, le dispositif 1 conforme à l'invention réduit la poussée (et ceci en fonction du poids de l'aéronef) du ou des moteurs valides de manière à réduire la pente dudit aéronef, tout en garantissant une pente suffisante pour réaliser les ma- nœuvres prévues. Par conséquent, en réduisant Ie moment de lacet du ou des moteurs non en panne, on réduit Ia vitesse de commande minimale VMC théorique pour tous les poids de l'aéronef. Ainsi, il est possible d'équilibrer l'aéronef en lacet sans avoir à braquer complètement sa gouverne de direction. Ceci signifie que Ia vitesse ne sera pas limitée par la vitesse minimale VMC. Ainsi, les contraintes de performance dues à la vitesse minimale de commande pour un moteur en panne sont relâchées, et il peut être tiré le plein bénéfice des performances longitudinales de l'aéronef en diminuant sa vitesse de vol le cas échéant. Par conséquent, un aéronef qui utilise le dispositif 1 conforme à l'invention réduit fortement les limitations de performance dues à la vitesse minimale VMC. Différentes exigences de vol peuvent ainsi être satisfaites quel que soit le poids de l'aéronef et quelle que soit sa vitesse. Ceci est particulièrement avantageux pour un aéronef bimoteur. En outre, le dispositif 1 conforme à l'invention présente également l'avantage de pouvoir être utilisé même lorsque tous les moteurs de l'aéronef fonctionnent, pour homogénéiser l'assiette, pour protéger les moteurs et donc diminuer leur endommagement, ce qui procure en particulier des gains en coûts de maintenance. Dans un mode de réalisation préféré, le moyen 4 calcule la valeur de poussée réduite FOEI à l'aide de la relation suivante : FOEI = m. g. (γcons + 1 /f) dans laquelle : <> m. g est ledit poids courant, m étant la masse et g l'accélération de la pesanteur ;
•v- γcons est une valeur de pente de l'aéronef, correspondant à une pente de consigne ; et <0 f est le rapport courant entre la portance et la traînée de l'aéronef.
Dans ce mode de réalisation préféré, ledit moyen 4 calcule égale- ment ladite valeur de pente γcons, et ceci à l'aide de l'expression suivante : γcons = ymin + Δγ dans laquelle : <> γmin est une valeur de pente minimale réglementaire pour l'aéronef ; et "v* Δγ est une valeur de pente prédéterminée, par exemple 0,5 °.
Ledit dispositif 1 comporte également un ensemble 9 de sources d'informations, qui est relié par l'intermédiaire d'une liaison 10 à ladite unité centrale UC et qui est susceptible de fournir à cette dernière les va- leurs d'une pluralité de paramètres, et notamment ledit rapport courant f précité.
Dans un mode de réalisation particulier, ledit dispositif 1 comporte, de plus, un système de contrôle SC représenté schématiquement sur la figure 2. Ce système de contrôle SC qui est utilisé de préférence lors d'une approche en vue d'un atterrissage, comporte notamment :
- un moyen 14 qui est par exemple similaire audit moyen 3 ou correspond à ce moyen 3, et qui est formé de manière à déterminer une première valeur de poids de l'aéronef. Pour ce faire, ledit moyen 14 fait (comme le moyen 3) la somme du poids de l'aéronef sans carburant et du poids du carburant présent à bord de l'aéronef. De façon usuelle, le poids de l'aéronef sans carburant est déterminé par le pilote et est entré par ce dernier dans le dispositif 1 à l'aide d'un moyen d'entrée 15 usuel, en particulier une unité d'affichage et de contrôle multifonction de type MCDU ("Multifunction Control Display Unit" en anglais), qui est relié par l'intermédiaire d'une liaison 16 audit moyen 14 ;
- un moyen 17 qui détermine de façon usuelle une seconde valeur de poids, en fonction de l'incidence courante de l'aéronef, qui est par exemple reçue d'un moyen 18 usuel, ce dernier étant relié par l'intermédiaire d'une liaison 19 audit moyen 17. Ce moyen 18 peut faire par- tie dudit ensemble 9 de sources d'informations. De plus, ledit moyen 17 comporte un modèle usuel permettant de déterminer ladite seconde valeur de poids, à partir de l'équation de sustentation par exemple, basée sur une mesure de l'incidence de vol. Corrélée à la vitesse, Ia masse s'en déduit ; et - un moyen 20 qui est relié par l'intermédiaire de liaisons 21 et 22 aux- dits moyens 14 et 17 et qui est destiné à comparer entre elles lesdites première et seconde valeurs de poids et à émettre un ordre en fonction de cette comparaison. Selon l'invention, ledit moyen 20 a pour objet d'inhiber l'application de la valeur de poussée réduite précitée au(x) moteur(s) non en panne, lorsque lesdites première et seconde valeurs de poids sont différentes l'une de l'autre. Pour ce faire, ledit moyen 20 peut, par exemple, transmettre un ordre d'inhibition à ladite unité centrale UC par l'intermé- diaire d'une liaison 23.
Ainsi, grâce audit système de contrôle SC :
- si les première et seconde valeurs de poids sont égales (à une marge près, par exemple à quelques pour cent de la masse courante près), le dispositif 1 applique au(x) moteur(s) non en panne ledit ordre de commande qui est déterminé par le moyen 5 et qui permet d'obtenir une poussée sensiblement égale à la valeur de poussée réduite calculée par le moyen 4 ; et
- si lesdites première et seconde valeurs de poids sont différentes l'une de l'autre (au-delà de ladite marge), le dispositif 1 applique au(x) mo- teur(s) non en panne un ordre de commande usuel permettant d'obtenir une poussée prédéterminée constante, par exemple une poussée de type TOGA ("Take Off / Go Around" en anglais) c'est-à-dire une poussée usuelle prédéterminée pour un décollage ou une remise des gaz.
Par conséquent, lorsque le poids courant (à savoir ladite première valeur de poids) qui est déterminé par le moyen 14 à l'aide du poids de carburant disponible à bord de l'aéronef et qui est utilisé pour déterminer la valeur de poussée réduite précitée, s'écarte d'une valeur de poids qui est calculée par le moyen 17 en fonction de l'incidence courante, le dispositif 1 conforme à l'invention n'applique pas ladite valeur de poussée ré- duite. En effet, lors d'une approche (pendant laquelle est activée de préférence ledit système de contrôle SC), la valeur de poids obtenue à partir de l'incidence est généralement précise de sorte que le poids courant déterminé par les moyens 14 et 3 présente alors probablement une valeur erronée, ce qui entraîne une valeur erronée de la valeur de poussée réduite calculée par le moyen 4, ainsi que de l'ordre de commande déterminé par le moyen 5.

Claims

REVENDICATIONS
1 . Procédé de commande de Ia poussée d'un aéronef multimoteur, procédé selon lequel : c) on détermine au moins un ordre de commande des moteurs, qui est tel que s'il est appliqué aux moteurs non en panne dudit aéronef, ces derniers délivrent une poussée sensiblement égale à une valeur de poussée réduite ; et d) on applique ledit ordre de commande déterminé à l'étape c) aux moteurs non en panne de l'aéronef, caractérisé en ce que, pour déterminer ladite valeur de poussée réduite utilisée à l'étape c) : a) on détermine un paramètre représentatif du poids courant de l'aéronef et on déduit ledit poids courant de ce paramètre ; et b) on calcule, comme valeur de poussée réduite, une valeur de poussée réduite FOEI qui est proportionnelle audit poids courant, et ceci à l'aide de l'expression suivante : FOEI = m.g.(γcons + 1 /f) dans laquelle :
-O m. g est ledit poids courant, m étant la masse et g l'accélération de la pesanteur ;
•v- γcons est une valeur de pente correspondant à une pente de consigne ; et 4- f est le rapport courant entre la portance et la traînée de l'aéronef.
2. Procédé selon la revendication 1 , caractérisé en ce que, lors d'un vol de l'aéronef, on surveille les moteurs dudit aéronef de manière à pouvoir détecter une panne d'un desdits moteurs, et on met en œuvre les étapes a) et d) uniquement lorsqu'une panne d'un desdits moteurs est détectée.
3. Procédé selon l'une des revendications 1 et 2, caractérisé en ce que l'on calcule ladite valeur de pente γcons à l'aide de l'expression suivante : γcons = γmin +Δγ dans laquelle :
O- γmin est une valeur de pente minFmale réglementaire pour l'aéronef ; et O- Δγ est une valeur de pente prédéterminée.
4. Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce qu'à l'étape a), on détermine le poids courant de l'aéro- nef, en faisant la somme du poids de l'aéronef sans carburant et du poids du carburant présent à bord dudit aéronef.
5. Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que, lors d'une phase d'approche, on réalise de plus les opérations suivantes : - avant l'étape d) :
. on détermine une première valeur de poids de l'aéronef, en faisant la somme du poids de l'aéronef sans carburant et du poids du carburant présent à bord dudit aéronef ;
. on détermine une seconde valeur de poids, en fonction de l'inci- dence courante de l'aéronef ;
. on compare entre elles lesdites première et seconde valeurs de poids ; et - à l'étape d) :
. si lesdites première et seconde valeurs de poids sont égales à une marge près, on applique aux moteurs non en panne ledit ordre de commande permettant d'obtenir une poussée sensiblement égale à la valeur de poussée réduite calculée à l'étape b) ; et • si lesdites première et seconde valeurs de poids sont différentes, on applique aux moteurs non en panne un ordre de commande permettant d'obtenir une poussée prédéterminée constante.
6. Dispositif de commande de la poussée d'un aéronef multimo- teur, ledit dispositif comportant :
- un moyen (5) pour déterminer au moins un ordre de commande des moteurs, qui est tel que s'il est appliqué aux moteurs non en panne dudit aéronef, ces derniers délivrent une poussée sensiblement égale à une valeur de poussée réduite ; et - un moyen (7) pour appliquer ledit ordre de commande ainsi déterminé aux moteurs non en panne de l'aéronef, caractérisé en ce qu'il comporte de plus :
- un moyen (3) pour déterminer un paramètre représentatif du poids courant de l'aéronef et pour en déduire ledit poids courant ; et - un moyen (4) pour calculer, comme valeur de poussée réduite, une valeur de poussée réduite FOEI qui est proportionnelle audit poids courant, et ceci à l'aide de l'expression suivante : FOEI = m.g.(γcons + 1 /f) dans laquelle : -O m. g est ledit poids courant, m étant la masse et g l'accélération de la pesanteur ;
<> γcons est une valeur de pente correspondant à une pente de consigne ; et
0- f est le rapport courant entre la portance et la traînée de l'aéronef.
7. Aéronef, caractérisé en ce qu'il comporte un dispositif (1 ) tel que celui spécifié sous la revendication 6.
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