Brevet FR2709848A1 — publié le 19950317

Procédé et dispositif de détection et de reconnaissance d'hélicoptères par analyse du signal acoustique émis par les pales du rotor principal La présente invention concerne un procédé et un dispositif de détection et de reconnaissance d'hélicoptères par analyse du signal acoustique émis par les pales du rotor principal. II est connu pour détecter la présence d'un aéronef d'effectuer une analyse de Fourier du signal acoustique émis par ses hélices. Cette analyse, dont une description est parue dans un article de la revue IEEE Vol. 30 n"5 Octobre 1982 pages 747-750 ayant pour titre "Detecting Items periodic signal when the period is unknown" consiste à calculer l'énergie de la transformée de Fourier du signal acoustique et à comparer le résultat obtenu à une valeur de seuil déterminée. Cependant, I'interprétation des résultats obtenus est délicate et d'autant plus compliquée que le nombre de signaux acoustiques présents et produits par des sources sonores différentes est important, ce qui a pour conséquence une possibilité de confusion entre les bruits environnants, et ceux produits par l'aéronef lui-même. A fortiori, la discrimination acoustique de plusieurs aéronefs évoluant en des lieux géographiques déterminés s'avère impossible. Le but de l'invention est de pallier les inconvénients précités. A cet effet, I'invention a pour objet un procédé de détection et de reconnaissance d'hélicoptères par analyse du signal acoustique émis par les pales du rotor principal caractérisé en ce qu'il consiste à analyser le signal reçu comme étant un signal correspondant au modèle acoustique de Gutin, à calculer une transformée de Fourier rapide du signal reçu en fonction d'une estimation de la fréquence f0 de rotor principal, à projeter le vecteur résultant sur deux sous espaces dont les vecteurs de base dépendent d'un nombre de pales et du nombre de Mach, à effectuer un calcul de transformée de Fourier inverse sur les deux vecteurs résultant de la projection, à sommer les parties réelles et imaginaires élevées au carré des deux vecteurs résultant et à comparer le résultat obtenu à une valeur de seuil S déterminée, pour identifier les couples nombre de pales et vitesse rotor qui donne un résultat supérieur au seuil S. L'invention a également pour objet un dispositif pour la mise en oeuvre du procédé. L'invention a pour avantage qu'elle ajoute à la possibilité de détecter la présence d'hélicoptères, celle de les classifier par leurs caractéristiques mécaniques données notamment par le nombre de pales, la vitesse de rotation du rotor principal et le nombre de Mach des pales. D'autres caractéristiques et avantages de l'invention apparaîtront à l'aide de la description qui suit faite en regard des dessins annexés qui représentent: - La figure 1 une localisation d'une pale d'hélicoptère dans un espace orthonormé à trois dimensions; - La figure 2 un mode de réalisation d'un récepteur selon l'invention; - La figure 3 un mode de réalisation du dispositif de classification composant la réception de la figure 2. Le signal de pression acoustique servant de base à la détection et à la reconnaissance d'hélicoptères est supposé, pour la mise en oeuvre de l'invention, mesuré en sortie d'un ou plusieurs microphones. Néanmoins pour faciliter l'exposé de l'invention qui suit le signal sera supposé être disponible en sortie d'un seul microphone. L'utilisation de plusieurs microphones, couplés à un dispositif de traitement adapté de formation de voies n'a que pour avantage de gagner en terme de rapport signal à bruit, et par conséquent en termes de portées de détection et reconnaissance, dans des rapports N pour un traitement cohérent et ÉN pour un traitement non cohérent, N étant le nombre de microphones utilisés. Le processus de détection et de reconnaissance selon l'invention repose sur une adaptation du modèle acoustique connu de GUTIN, décrit dans le journal Phys. 2. SOWJN Band A. HEFT 1,57,4966, à la modélisation du signal acoustique émis par des pales d'hélicoptère. Ce modèle permet d'établir une expression du champ de pression à grande distance, en faisant notamment intervenir comme paramètres les coefficients de Fourier des lois d'excitation de chaque pale, chaque pale étant assimilée à une source ponctuelle tournante. Le signal résultant apparaît dans ces conditions comme le produit d'une double modulation; une première modulation qui est due à la variation périodique du temps de propagation entre chaque source sonore et le récepteur, une seconde modula tion d'amplitude périodique, qui est produite par le facteur de convection, expliquant le caractère impulsif du signal de pression mesuré. Grâce à ce modèle mathématique il est possible d'obtenir une représentation suffisamment fine de la partie basse fréquence du signal acoustique émis par les pales. L'utilisation d'un tel modèle trouve sa justification à au moins trois points de vue. Pour effectuer cette modélisation, chaque pale de l'hélicoptère est assimilée à une source ponctuelle en rotation soumise à une loi d'excitation variable mais périodique. Comme la loi d'excitation doit rendre compte des diverses forces s'exerçant sur la pale en rotation celle-ci est décrite par ses coefficients de Fourier définissant les harmoniques de charge, qui, avec le nombre de pales et le nombre de Mach en bout de pale défini par le rapport de la vitesse en bout de pale à la vitesse du son, constituent les principaux paramètres du modèle. Pour l'établissement du modèle la source ponctuelle est considérée être en mouvement circuiaire uniforme de vitesse angulaire n à la distance R du centre de rotation et produire un débit masse par unité de volume représenté par une fonction périodique Q(Qt). Elle exerce naturellement sur l'air ambiant une force F(Qt), et le tenseur de contraintes correspondant est celui connu Lighthill Tij(Qt). Les trois fonctions Q(x), F(x) et Tj(x) sont toutes trois périodiques de période 2jar. Le champ de pression acoustique p(it), créé par la source ponctuelle en rotation est solution de l'équation suivante de Flowes-Williams et Hawhings connue notamment des articles D.G. Crightyon, AP Dowling, JE Fowes Williams, M. Heckl and F.G. Leppington ayant pour titre "Modern Methods in Analytical Acoustics-Lectures Notes" Springer Verlay, 1992 et M.V. Lowson, J.B. Ollerhead ayant pour titre "A theoritical Study of helicopter rotor noise" Journal of Sound and vibration" Vol. 9, pp. 197-222, 1969, avec: x1 = x, x2=y, x3 = z r = (x, y, Z)t où, # est l'opérateur Laplacien, c la célérité du son dans l'air, div l'opérateur divergence, â la distribution de Dirac. Le premier terme du second membre engendre un bruit de charge de type dipolaire, composé de trois termes qui sont la poussée, la traînée et la force centrifuge. Le second terme constitue le bruit d'épaisseur, de type monopolaire. Enfin le troisième terme représente le bruit de cisaillement ou bruit quadripolaire, dû à la déformation de l'écoulement de l'air autour du profil de la pale, I'air étant accéléré dans la région du bord d'attaque et décéléré vers le bord de fuite. Au second membre de l'équation des ondes (1), la divergence fait apparaître 3 termes; le bruit quadripolaire produit 6 termes en raison de la symétrie du tenseur de Lighthill. La pression acoustique apparaît donc formée par la somme de dix termes. Cependant, à grande distance de la source, seuls deux termes apparaissent analytiquement différents. La résolution de l'équation différentielle (1) passe par celle plus simple de l'équation à un seul second membre suivante (la solution de l'équation complète pouvant ensuite être obtenue par approximation linéaire): y, z) = q( nt). s(x - R cos Rt)G(y RsinRt)G(z) (2) Comme la fonction q(u) est périodique de période 2x, son développement en série de Fourier vérifie la relation La résolution de l'équation (2) s'obtient en utilisant la technique de la fonction de GREEN après passage en coordonnées sphériques (r,O, vIJ) dans le repère orthonormé de la figure 1 dans laquelle: S représente une source ponctuelle tournant à la vitesse # autour d'un point origine 0 dans un plan xOy, et M: (x,y,z) ou (r,0 ) est le point où la pression acoustique est évaluée. Dans l'hypothèse où r , R M étant situé à une très grande distance de la source S, (?,t) admet comme fonction du temps t la période T= 2# / #. Son développement en série de Fourier est: M# = M cos #, où, M = R# I c est le nombre de Mach. En admettant une vitesse subsonique (M et #(x) est définie par: #(x) = x - f-1(x) avec f(x) = x - M# sinx L'expression (5) fait apparaître une double modulation du champ reçu : modulation par la loi du retard T et modulation par le facteur de convection correspond au caractère impulsif du signal reçu. La solution O(r,t) de l'équation (2) permet d'obtenir, par un argument de linéarité, la solution de l'équation (1) donnant le champ de pression à grande distance de la source. Dans ces conditions, le champ de pression p(r,t)à grande distance (solution de l'équation (1)) peut être considérée comme la somme de trois composantes: p(?, t) = pc(r,t) + pE(rtt) + pQ(r,t) (6) où pC(r,t)= signal de charge (solution de l'équation (1) avec seulement le premier terme du second membre, c'est-à-dire la force F) pE(?,t) = signal d'épaisseur (solution de l'équation (1) avec seulement le deuxième terme du second membre, c'est-à-dire la fonction Q) pQ(r,t) = signal quadripolaire (solution de l'équation (1) avec seulement le troisième terme du second membre, c'est-àXire le tenseur Ti Les expressions de chacune de ces composantes sous la forme de leur développement en série de Fourier sont les suivantes: signal d'épaisseur signal de charge signal quadripolaire +sin2 ,yT33 +2cos2 # cos # T12 + 2 cos # cos # sin # T13 + 2 cos vy sin w sin e T23]e-in(u-M# sin u)du Les expressions précédentes sont valables pour une seule pale en rotation, en considérant que le centre de rotation est au repos (hélicoptère en vol stationnaire). Lorsque le centre de rotation est animé d'une vitesse radiale vr diri gée vers un observateur, il suffit de remplacer dans les expressions précé dentes le nombre de Mach Mll, par M# M#'=1-vr/c Pour B pales en rotation (assemblées symétriquement), le signal de pression s'écrit où, T est la période de rotation de chaque pale et p(r,t) la solution à une pale. Dans ce cas, le signal obtenu est identique au cas d'une seule pale, mais avec en plus les harmoniques d'indice nB non nulles. L'analyse théorique précédente permet de définir le modèle de signal à partir duquel un dispositif de détection et de classification selon l'invention peut être développé. II n'est en effet pas possible d'utiliser les expression du champ de pression directement telles qu'elles ont été obtenues, celles-ci dépendant de dix lois d'excitation qui en pratique ne sont pas connues (Q, Fx, F , Fz, et Tin, i ,j = 1, 2, 3),ainsi que des conditions de vol de l'hélicoptère considéré. Pour obtenir le modèle une première simplification consiste à négliger le terme quadripolaire, dont l'influence n'est pas significative dans les conditions pratiques de vol, ce terme ne devenant significatif que pour un nombre de Mach proche de 1. Dans ces conditions, en un point M à grande distance de la source, le nième coefficient de Fourier du signal de pression est donné par une expression de la forme où, f(x) est une combinaison linéaire des excitations Q(x+8-x12) et F(x+0-I2) (i =x, yetz). La fonction f(x), elle-même périodique (de période de 2Z), peut aussi être décomposée en série de Fourier, selon la relation C'est-à-partir des coefficients Arn constituant les harmoniques de charge que le dispositif de détection selon l'invention est défini. Ces harmoniques permettent d'obtenir un modèle suffisamment général et relativement proche des coefficients harmoniques réels du signal reçu. Ce modèle permet d'atteindre des performances supérieures (en termes de portée de détection, et de discrimination de la détection vis à vis de sources parasites autres que des hélicoptères), en comparaison à des détecteurs classiques faisant uniquement l'hypothèse que les coefficients harmoniques cn sont inconnus. En notant a(m,n) les intégrales, le modèle adopté pour c, est le suivant: II résulte de ce qui précède que le du signal reçu peut être défini par: - un signal périodique de la forme s(t), s(t) = # CnB ejn#Bt, n où (# représente la vitesse de rotation des pales en tenant compte de la vitesse de déplacement de l'hélicoptère, B le nombre de pales et cnB des coefficients définis par la relation où les a(m,nB) sont les intégrales définies par: (M# nombre de Mach) - Les coefficients Arn représentent les harmoniques de charge - # et M{, sont définis selon. # = #0/1(1-vR/c) Mj = R #0 cos #/c 1-vR/c où, Ro = vitesse de rotation des pales R = rayon des pales vR = vitesse de l'hélicoptère vers le point d'observation Ce modèle est paramétré par B, #, Mll, et les coefficients d'harmonique de charge Am. Ces paramètres sont estimés lors de la phase de détection, et sont ensuite utilisés à des fins de classification. Selon l'invention, I'estimation des paramètres B, Q, Ml, et des coefficients d'harmoniques de charges Arn a lieu en appliquant un critère de maximum de vraisemblance, les coefficients étant considérés comme des constantes inconnues. Le traitement commence par une prise en compte du signal décrivant le modèle mathématique présenté précédemment, en supposant que le signal de pression acoustique qu'il mesure est de la forme où y est un facteur d'affaiblissement dû à la propagation de l'onde acoustique, T est le retard de propagation et (n est un déphasage tel que: y = -QB.t En tenant compte de la présence d'un niveau de bruit b(t) qui est nécessairement présent, le signal qui est finalement traité est un signal r(t) de la forme: r(t) = b(t) + &gamma;s(t-#) Lorsque la fréquence fondamentale fO du signal est connue, une transformée de Fourier du signal v(t) permet de déterminer de façon exhaustive la présence du signal par le vecteur d des transformées de Fourier aux fréquences harmoniques fj = i.f. Pour simplifier l'exécution des traitements, seules les N premières fréquences harmoniques sont prises en compte. Lorsque le signal ys(t - T) est présent ce vecteur prend la forme: d=D(eiP)c+b où D(ei(P) est la diagonale diag (ei c = [cB, c2B, , CNB]T xk = Im (Ak) k # 1 yk = Re (Ak) k > 2 = Ao + 2A1 sik=1 uk = -a(k,B) + a(-k,B),. , -a(k,NB) + a(-k,NB)] pour k # 1 uk = Sa(k,B) + &alpha;(-k,B),. , &alpha;(k,NB) + &alpha;(-k,NB)]T pour k > 2 =[a(O,B),. , &alpha;(O,NB)]T sik=1 Pour simplifier les traitements seul un nombre déterminé des K premières harmoniques de charge sont prises en compte ce qui conduit à ne considérer que les K premiers vecteurs uk et v. En introduisant une décroissance "a priori" du module des harmoniques de charge Ak suivant une loi en k-25, les matrices A et B à N lignes et k colonnes représentant les k premiers vecteurs Uk et vk s'écrivent En ne prenant en compte que les vecteurs singuliers à gauche des matrices A et B, û1 étant le vecteur singulier correspondant à la plus grande valeur singulière de la matrice A, et v1 correspondant à la plus grande valeur singulière de la matrice B, le vecteur c représentatif des vecteurs des coefficients de Fourier prend la forme c a1 u1 + jss1v1 et le vecteur d des transformées de Fourier aux fréquences harmoniques s'écrit d # D(j#)(&alpha;1 û1 + jss1 v1) + b En notant par #1 = û1 û1T et #2 = v1 v1T, les matrices représentant les projecteurs sur les espaces engendrés par û1 et v1 respectivement, et en calculant la valeur le maximum de vraisemblance consiste à rechercher la quantité sup V(#,f0,B,M#) (P, fo, B, Mvy en calculant la quantité V pour un balayage discret de l'ensemble des paramètres (p, f0, B et M#. Lorsque des pics supérieurs à un seuil prédéterminé S sont observés, ceux-ci révèlent la présence d'un signal d'hélicoptère de paramètres f0, B, Mv et cp comme certaine. Le balayage sur l'ensemble des paramètres f0, B, M# et cp est effectué selon 3 boucles de traitement imbriquées, une boucle de balayage sur la fréquence fondamentale f0, une boucle de balayage des couples (B,Msy) et une boucle de balayage de (p. Le traitement global s'effectue de façon indépendante sur des tranches successives du signal reçu sur un microphone après échantillonnage. Le balayage sur la fréquence fondamentale f0 du rotor, est effectué par exemple entre une borne de fréquence minimum fmin = 15 Hz et une borne de fréquence maximum fmax = 30 Hz avec un pas de balayage M d'environ 0,2 Hz. Ce balayage a lieu sur le spectre de la transformée de Fourier du signal reçu V(t) après échantillonnage à une fréquence fe suffisante. Le balayage sur les couples (B,M#) a lieu, par exemple, sur un nombre de pales variant par exemple sur un ensemble (2, 3, 4, 5} et sur un nombre de Mach Mul, défini par exemple dans l'ensemble {0,4; 0,5; 06; 07; 0,8; 0,9}. Cela conduit dans ce cas à effectuer un test sur 24 couples. Chacun de ces couples définit complètement un sous espace de projection du vecteur c, puisque les vecteurs ûl et vf ne dépendent que du nombre de pales B et du nombre de Mach M# par l'intermédiaire des quantités a(m,n) Pour chacun de ces 24 sous-espaces, les vecteurs de ûl et vie (t = 1 à L) sont calculés puis stockés dans une mémoire PROM, pour définir alors chacun des 24 projecteurs En pratique un calcul pour L = 1 et K = 1 est suffisant, auquel cas, û1 = u1 et v1 = v1 et la décomposition en valeur singulière devient inutile. Cette dernière simplification n'est cependant pas critique du point de vue implantation matérielle puisque la décomposition en valeur singulière peut être calculée une fois pour toute à l'initialisation. Le balayage sur les couples (B,MsI,) revient alors à sélectionner les vecteurs de base appropriés ûl et vue (( = 1 à L) dans la PROM. Le balayage sur (p s'effectue automatiquement par calcul d'une transformée de Fourier rapide. Pour chacune des valeurs possibles de f0, B, le le procédé recherche les maxima locaux en (p supérieurs au S (quand ils existent) de la quantité II suffit pour cela de traiter indépendamment chacune des deux termes représentant les carrés des parties réelle et imaginaire du vecteur c((p) de la relation précédente. Pour le premier comme le vecteur c(#) et la matrice #1 sont définis par c(#)=D(e-j#)c et 111 = û1.û1T pourL=1 et que le vecteur û1 ne dépend pas de (p, rechercher les maximas de U(#) revient à chercher les maximas de (où les û1j sont les coordonnées du vecteur û1). En notant 21 le vecteur Z1 = [z1,0, , Z1-N-1] = [c1 û11, , CN ûîNlT il apparaît qu'il suffit d'effectuer un calcul d'une transformée de Fourier rapide inverse de ce vecteur, d'en prendre la partie réelle élevée au carré, et de faire une recherche de maxima sur les valeurs obtenues. Afin d'obtenir une résolution suffisante en (p, le vecteur z1 est d'abord complété à N' points en ajoutant N'-N zéro. Le calcul de la transformée de Fourier inverse fournit alors des points Z1(k) tels que Parallèlement une opération identique est effectuée sur le vecteur: Z2 = [c1 v11, , cN v1N]T Les indices k à retenir correspondent alors aux maximas (par rapport au seuil S) de la quantité: [Re(z1(k))] + [Im(z2(k))] Les valeurs de (p correspondantes sont obtenues par la relation (p = 2#k/N' Pour L > 1, comme les systèmes de vecteurs {ûl, l = 1, à L} et {vl, l = 1 à L} sont des systèmes orthogonaux, le procédé reste semblable, et consiste à effectuer L couples de calcul de transformée de Fourier rapide inverse sur les vecteurs: z1k = [c1 ûk,1, , cN ûk,n]T z2k = CC1 Vk,1 V CN (k variant de 1 à L). Un récepteur pour la mise en oeuvre du procédé selon l'invention est représenté à la figure 2. Celui-ci comporte, représentés à l'intérieur de lignes fermées en pointillés un dispositif de sélection 1 des coefficients de Fourier du signal acoustique par balayage de la fréquence fondamentale f0 du rotor dans une bande de fréquence déterminée, un dispositif de calcul 2 des vecteurs singuliers û1 et v1 correspondant aux plus grandes valeurs singulières des matrices A et B définies précédemment en fonction des couples (B, Mal,) et un dispositif de calcul 3 de maximum de vraisemblance des indices k en fonction du déphasage (p. Le dispositif 1 comporte un dispositif d'échantillonnage 4 du signal acoustique r(t) qui applique les échantillons du signal r(t) à la fréquence d'échantillonnage fe à un dispositif de calcul 5 de transformée de Fourier rapide (FFT) par tranche de M échantillons calibré à travers un dispositif de calibrage 6. Les valeur de fe et M sont choisies de telle sorte que les premiers points de la transformée de Fourier rapide correspondent aux valeurs de f0 sur lesquelles le balayage est effectué. Les coefficients de la transformée de Fourier obtenus à la sortie du dispositif 5 sont appliqués à un dispositif de sélection 7. Comme à chaque valeur de f0 correspond un indice ko en sortie du calcul de la transformée de Fourier, la sélection des points par le dispositif 7 a lieu sur les harmoniques de f0 c'est-à-dire sur des multiples iko de ko pour tout i entier de 1 à N. La correspondance f0 o kg a lieu dans un dispositif de détermination de ko 8 couplé au dispositif de sélection 7. Un dispositif 9 de formation du vecteur c pour la valeur ko correspondant à ko est couplé à la sortie du dispositif de sélection 7. Le dispositif de calcul 2 des vecteurs singuliers comporte un dispositif de sélection 10 des couples (B, M#) couplé à un dispositif de calcul 11 des coefficients a((ç, nB) pour / c variant de 1 à k et n variant de 1 à N. Les résultats a(fc, nB) sont appliqués à un dispositif de détermination 12 des vecteurs uk et-k pour k variant de 1 à K. Un dispositif 13 de calcul des valeurs singulières des matrices A et B est couplé en sortie du dispositif 12 pour calculer dans un dispositif de calcul 14 les vecteurs Ûç et Vc pour les valeurs de f variant de 1 à L Les résultats obtenus sont rangés dans une mémoire morte programmable 15. Le dispositif de calcul 3 comporte un dispositif de calcul 16 des vecteurs z1 et Z2 à partir des vecteurs Up et v1 lus dans la mémoire 15 pour chaque couple (B, M#). Après avoir complété à N' points les vecteurs z1 et Z2 des dispositifs 17 et 18 ceux-ci sont appliqués respectivement à l'entrée de dispositifs de calcul de transformées de Fourier inverse (FFT-1) 19, 20. Des dispositifs d'élévation au carré 21 et 22 sont couplés aux dispositifs de calcul 19, 20 et ont leurs sorties reliées à un sommateur 21 pour calculer la somme Un dispositif de comparaison 24 compare le résultat de la somme obtenu au seuil de comparaison S. Pour limiter les ambiguïtés qui peuvent avoir lieu par de fausses détections lors du balayage des différents couples (B, MM) qui peuvent faire apparaître pour une même valeur de f0 un maximum de détection pour plusieurs valeurs du couple (B, M#), faisant croire ainsi à la présence de plusieurs hélicoptères alors qu'un seul couple (B, M#) correspond effectivement à la présence d'un seul hélicoptère le récepteur pourra dans ce cas être agencé de la manière représentée à la figure 3 pour exécuter le procédé de détection en deux étapes, une première étape 25 durant laquelle f0 est estimée avec un nombre réduit de couples (B, Mut,) possibles du fait que les couples possibles sont généralement très proches les uns des autres et une deuxième étape 26 durant laquelle le récepteur fonctionne à partir de la valeur f0 estimée et non plus à partir d'un balayage des fréquences fondamentales f0, mais en utilisant l'ensemble complet des couples (B, Mol,). Typiquement on pourra se limiter durant la première étape à trois couples (B, Mol,) sélectionnés à partir d'un critère de distance angulaire. L'ensemble de REVENDICATIONS 1 Procédé de détection et de reconnaissance d'hélicoptères par analyse du signal acoustique émis par les pales du rotor principal caractérisé en ce qu'il consiste à analyser le signal reçu comme étant un signal correspondant au modèle acoustique de Gutin, à calculer (5) une transformée de Fourier rapide du signal reçu en fonction d'une estimation de la fréquence f0 de rotor principal, à projeter (14) le vecteur résultant sur deux sous espaces dont les vecteurs de base dépendent d'un nombre de pales et du nombre de Mach, à effectuer un calcul (19, 20) de transformée de Fourier inverse sur les deux vecteurs résultant de la projection, à sommer (23) les parties réelles et imaginaires élevées au carré des deux vecteurs résultant et à comparer (24) le résultat obtenu à une valeur de seuil S déterminée, pour identifier les couples nombre de pales et vitesse rotor qui donne un résultat supérieur au seuil S. 2. Procédé selon la revendication 1 caractérisé en ce qu'il consiste à effectuer l'identification sur un nombre déterminé de fréquences fondamentales f0 du rotor principal. 3. Procédé selon l'une quelconque des revendications 1 et 2 caractérisé en ce que les vecteurs de base des sous espaces de projection sont déterminés à partir de la décomposition (13) en valeurs singulières de deux matrices déterminées à partir du nombre de pales B et du nombre de Mach My. 4. Procédé selon la revendication 3 caractérisé en ce qu'il consiste à effectuer un premier balayage (25) sur les estimées de la fréquence fondamentale f0 du rotor en considérant un nombre réduit de couples nombre de pales-nombre de Mach M, puis à effectuer un balayage complet (26) sur les couples (B, MU) lorsque la valeur de la fréquence f0 la plus probable est connue à la fin du premier balayage. 5. Procédé selon la revendication 4 caractérisé en ce que les couples restant du premier balayage sont déterminés à partir d'un critère de distance angulaire entre les différents sous espaces. 6. Dispositif pour la mise en oeuvre du procédé selon l'une queiconque des revendications 1 à 5 caractérisé en ce qu'il comprend un dispositif de sélection (1) des coefficients de Fourier du signal acoustique par ba layage de la fréquence fondamentale estimée du rotor principal, un dispositif de calcul (2) de vecteurs singuliers définissant deux sous espaces dont les vecteurs de base dépendent du nombre de pales et du nombre de Mach et un dispositif de calcul (3) de maximum de vraisemblance identifiant le nombre de pales B et le nombre de Mach le plus probable. 7. Dispositif selon la revendication 6 caractérisé en ce que le dispositif de sélection (1) comporte un dispositif de calcul de transformée rapide (5) du signal acoustique échantillonné sur M échantillons. 8. Dispositif selon la revendication 7 caractérisé en ce que le dispositif de calcul des vecteurs singuliers comporte une mémoire morte programmable (15) adressée par les couples nombre de pales et nombre de Mach estimés. 9. Dispositif selon la revendication 8 caractérisé en ce que le dispositif de calcul (3) du maximum de vraisemblance comportant un sommateur (23) et un dispositif de comparaison (24) pour sommer les parties réelles et imaginaires élevées au carré des vecteurs résultant de la projection du vecteur fournie par le dispositif de sélection 1 et comparer le résultat au seuil S déterminé.