Brevet FR2970358A1 — publié le 20120713

Pronostic de durée avant maintenance par fusion entre modélisation et simulation, pour équipements électroniques embarqués dans un aéronef L'invention concerne le domaine aéronautique. En particulier, elle vise la surveillance de l'état de marche et l'entretien d'un aéronef, c'est-à-dire sa maintenance. Plus précisément, l'invention vise la maintenance de l'électronique embarquée à bord d'un aéronef. Cette électronique embarquée est intégrée notamment à des systèmes avioniques. A titre d'exemple, il peut s'agir de systèmes de pilotage automatique, de navigation, de vérification de fonctionnalités (e.g. les vérifications dites « H.U.M.S » pour l'anglais «Health and Usage Monitoring Systems »), ou encore des systèmes de communication. Ces systèmes avioniques comportent divers équipements électroniques embarqués, qui sont désignés par « L.R.U. » pour «Une Replaceable Unit». Quant à ces équipements (L.R.U.), ils comportent divers constituants, composants ou modules (e.g. une carte électronique et des logiciels embarqués) dits « S.R.U. » pour «Shop-Replaceable Unit». Spécialement en aéronautique, la maintenance est cruciale. Elle comprend notamment les contrôles, révisions et réparations des aéronefs. Ceci est essentiel voire vital pour leur fiabilité et pour la sécurité. En termes de coût, une part non négligeable des frais d'exploitation d'un aéronef est liée à sa maintenance. Aussi, la 2970358 -2- maintenance influence grandement la disponibilité d'exploitation d'un aéronef, et donc sa rentabilité. On comprend qu'il est antagoniste d'optimiser la planification des opérations de maintenance d'un aéronef avec son coût. Il est 5 donc difficile d'améliorer la disponibilité de l'appareil, de proposer de nouveaux concepts de maintenance, tout en garantissant la sécurité requise. Ainsi, le choix est antagoniste entre la sécurité d'un remplacement qui anticiperait la fin de vie prédéfinie d'un 10 composant d'une part, et d'autre part la rentabilité d'exploitation maximale de ce composant visant à repousser sa maintenance autant que faire se peut. La durée de vie effective d'un composant donné est variable selon ses conditions d'exploitation,. Actuellement, on calcule la 15 « longévité prédéfinie » d'un composant, qui désigne son laps de fonctionnement standardisé, exprimé en nombre de cycles de fonctionnement et / ou en temps (typiquement en heures). La longévité est prédéfinie à la production du composant et / ou par des normes ou règlements, en fonction de données 20 empiriques, de calculs estimatifs et de coefficients de sécurité draconiens. La notion de « longévité prédéfinie » doit être distinguée de celle de « durée avant défaillance» (en anglais Time To Failure ou « TTF ») qui désigne le laps de temps restant d'exploitation 25 maximale effective ou réelle d'un tel composant / équipement électronique embarqué. Cette durée TTF est évaluée en partant de la longévité prédéfinie. Cette durée TTF s'avère satisfaisante du point de vue de la sécurité, mais reste trop approximative pour un pronostic de maintenance. 2970358 -3- Pour la durée avant défaillance, on parle parfois aussi de « durée de vie » ou de « nombre de cycles avant défaillance» (en anglais Cycles To Failure ou « CTF »). La « longévité prédéfinie » est identique pour tous les 5 composants identiques et est prédéterminée. Par contraste, la « durée avant défaillance» (TTF) est directement dépendante du nombre de cycles ou du temps d'exploitation effectif du composant. concerné. Elle est relativement indépendante de ses conditions et environnements d'exploitation. 10 On comprend que deux composants ayant des longévités prédéfinies identiques n'ont pas forcément les mêmes durées de vie effectives (CTF / TTF). Par exemple si l'un de ces composants est exploité en conditions extrêmement difficiles (vie de courte durée), et l'autre dans des conditions favorables (vie de plus 15 longue durée). De fait, il est apparu utile de pouvoir disposer d'un indicateur traduisant le suivi de l'état de santé et d'usure des équipements, en termes de « durée avant défaillance» TTF(T), c'est-à-dire exprimé en unités de temps. 20 Dans la pratique actuelle, la maintenance ne peut donc intervenir qu'à intervalles de temps ou quand sont atteintes des valeurs d'usage (nombres de cycles...) réglementaires et/ou prédéfinis. Elle intervient également en cas de panne. Ceci est particulièrement vrai pour les systèmes avioniques, c'est-à-dire les 25 ensembles d'équipements électroniques embarqués. De fait, l'exploitant de l'aéronef est confronté à un risque imprévisible d'interruption de mission. Dans certains cas, comme pour les appareils de sauvetage ou les missions militaires, ceci n'est parfois pas acceptable. 2970358 -4- Pour illustrer ce qui précède, citons le document de spécification ARINC624-1 de 1993 (en particulier page 54, chapitres 8.2.1 & 8.2.2) qui décrit des préconisations de recherche pour la maintenance des systèmes avioniques. 5 Pour les systèmes avioniques actuels conformes à cette spécification ARINC624, la décision d'effectuer ou non une maintenance repose principalement sur les résultats d'un test intégré appelé « B.I.T.E. » (pour l'anglais : « Built-In Test Equipment »). Ce test fournit un état fonctionnel de ce constituant 10 de système avionique (L.R.U), notamment en cas de panne, sous forme de code d'interdiction de vol (ou « NO GO » en anglais). Selon la panne, un calculateur génère une alarme fonctionnelle pour informer le pilote. On comprend qu'en pratique, il n'est possible actuellement 15 que de disposer d'une évaluation binaire de l'état instantané d'un équipement. Soit celui-ci est en état de marche avant l'achèvement de sa longévité prédéterminée. Soit cet équipement a atteint cette limite de longévité ou s'avère défaillant au test, et il est pointé comme inapte à l'usage. 20 De fait, il n'est pas possible à l'heure actuelle d'anticiper une défaillance, le moment de son apparition probable, ni de prévoir les ressources à mettre en oeuvre pour les maintenances à venir, ou encore de définir avec suffisamment de certitude les plages futures de disponibilité d'exploitation de l'aéronef. En conséquence, un 25 aéronef risque de ne pas pouvoir être utilisé en cas d'urgence par exemple, simplement du fait qu'au moment des contrôles avant vol ceux-ci n'ont pu prévoir la défaillance d'un équipement électronique embarqué proche de sa fin de sa « durée avant défaillance» (TTF). 2970358 -5- On voit qu'il n'est pas encore usuel en aéronautique que la maintenance soit préventive ou prédictive pour les équipements électroniques embarqués. L'invention a pour objectif une maintenance prédictive d'équipements électroniques embarqués 5 qui pourrait évaluer régulièrement voire en temps réel, l'état des différents composants ou modules de certains équipements électroniques embarqués et ainsi de connaitre en temps réel leur durée avant défaillance ou durée de vie restante TTF(T) en unités de temps. 10 Une maintenance préventive ou prédictive selon l'invention permettrait d'aboutir notamment à deux résultats qui la distingueraient de l'état de la technique, à savoir que : - pour des équipements électroniques embarqués, elle permettrait une prévision de défaillance (par opposition à un 15 constat aboutissant simplement à un ordre de maintien au sol dit«NOGO»); et - d'un point de vue pratique, cette maintenance préventive ne pourrait s'avérer précise, fiable et sécuritaire qu'en prenant judicieusement en considération la physique des défaillances 20 ainsi que la classification des mesures réelles sur l'équipement / constituant concerné. Ceci étant, on connaît des méthodes prédictives opérant par modélisation (en anglais « model based ») d'une part. D'autre part, des méthodes distinctes opèrent par simulation (en anglais « signal 25 based ») de la fatigue en particulier. Parmi les nombreuses méthodes « model based » on dispose en théorie d'outils propres recourant à la Physique de la défaillance. 2970358 -6- Parmi les nombreuses méthodes « signal based » on dispose en théorie d'outils propres recourant à la classification des signaux, , aux réseaux de neurones et à la logique neuro-floue. En pratique, les méthodes « model based » et les méthodes 5 « signal based » sont distinctes, et ne sont pas combinées. D'ores et déjà, on devine que l'invention rapproche et combine de manière astucieuse, inédite et significative diverses sources de données, existant à bord ou produites à dessein puis rendues homogènes. A ce stade, citons divers documents relatifs au domaine de la 10 maintenance et de l'évaluation d'endommagements. Le document WO2007085756 décrit une surveillance en temps réel de la durée de vie consommée d'un système qui peut être une carte électronique pour le domaine aéronautique. En fonctionnement, des capteurs transmettent des mesures sous 15 forme de signaux compris par un microprocesseur. En fonction du profil de déplacement maximum admissible et du profil de contrainte maximum admissible pour ce système, des résultats de simulation alimentent une mémoire contenant la matrice de cycles à défaillances. 20 Des algorithmes permettent de calculer la fatigue du système, en temps réel. Le calcul de la durée de vie consommée peut être effectué sur le nombre de cycles de vie ou sur un nombre de cycles à défaillances pour donner la possibilité d'intégrer également des résultats issus de simulations par éléments finis, 25 analytiques ou de tests expérimentaux. Ce document décrit aussi l'évaluation d'une durée de vie consommée (en % et non en unité de temps) par la somme des endommagements. Ceci aboutit à calculer un indicateur de durée de vie restante, avec une mesure « brute » ensuite simplifiée, une 2970358 -7- première phase de modélisation des endommagements du système, puis une seconde phase d'estimation assez basique de ladite durée. Le document (Article4_Paper_Ciri2007_Revue_JH3.pdf) issu 5 de la Revue Internationale sur l'Ingénierie des Risques Industriels, Vol. 1, No. 2 (2008), intitulé "CRÉDIT DE MAINTENANCE, DE LA SURVEILLANCE DES PIÈCES MÉCANIQUES D'UN AÉRONEF À DE LA MAINTENANCE DYNAMIQUE", mentionne au chapitre 3.3 une « fonction crédit de maintenance », la notion de «Damage 10 Accumulated Update Calculation of TBO» et le fait que des «indicateurs calculés lors de la première phase de traitement des données brutes sont utilisés comme entrée pour certains modèles de calcul », et recourent à une « Fuzzy logic» dite « Fusion ». Le document (Pentom07_Samir.pdf) « PENTOM 2005 » ayant 15 pour titre « Maintenance prédictive appliquée aux systèmes électroniques embarqués », distingue « deux approches distinctes et dissociées » pour réaliser la fonction de maintenance prédictive, à savoir soit « une approche «model-based», soit une approche «signal-based» exclusivement, qui «n'utilisent pas les mêmes 20 modèles et nécessitent des moyens de captation différents». Voir : http://hal.archives- ouvertes.fr/docs/00/18/54/97/PDF/Pentom07 Samir.pdf . Le document CA2055566 décrit un système automatisé de contrôle de maintenance pour hélicoptère. Des données sont 25 collectées depuis une pluralité de capteurs, significatives de vibrations, d'équilibrage des pales de rotor, de phase de rotor, de mode de vol. Ces données sont employées pour définir quand une défaillance de l'hélicoptère est intervenue ou va intervenir. Le but est de limiter les vibrations excessives sans impliquer de trop nombreuses heures d'essai, notamment pour éviter des fissures dans un support planétaire sur un appareil UH-60A. Un logiciel opère divers traitements à partir des données captées et de seuils de fatigue prédéfinis. Le document EPO407179 décrit des systèmes de contrôle d'usage et d'état de fonctionnement d'un hélicoptère, sans prévoir d'analyser en temps réel les risques de défaillances d'équipements électroniques de bord. Le document EP1455313 décrit un système d'analyse et de gestion d'état d'un aéronef, connu sous l'acronyme ACAMS (ARINC). Des paramètres physiques (température, vibrations, etc.) sont utilisés, mais aussi des paramètres de vol, des paramètres de performance et des données d'autotest, dans le but de surveiller des constructions mécaniques structurelles de l'aéronef. Le document FR2676556 décrit une aide à la maintenance de processus industriel, avec deux processeurs dont le second plus complexe est guidé par les informations produites par le premier, afin de sélectionner un plan de surveillance en fonction de l'état dudit processus industriel. Le document FR2778766 décrit une aide à la maintenance pour hélicoptère. Des informations de maintenance sont restituées sélectivement à un système de surveillance et de visualisation par le pilote. Le document FR2841352 décrit l'affichage sur un écran destiné au pilote d'un hélicoptère, des données de maintenance qui sont listées et accessibles hors de l'hélicoptère via des interfaces. Le document US5719675 décrit la prédiction de durée de vie d'un gyromètre laser de navigation, en fonction de paramètres acquis de performance. 2970358 -9- Les documents US6941204 et US7050894 décrivent le diagnostic d'un avion de ligne en vue de faciliter les réparations, avec un récepteur à approcher de l'avion au sol, afin que celui-ci lui transmette sans contact, des informations d'aide à la 5 maintenance. Le document US7474989 décrit la prédiction de pannes d'un assemblage électronique, employant une consommation de vie et une surveillance d'environnement. Des capteurs d'environnement (in situ sensors) sont couplés d'un point de vue logique, à un 10 détecteur sensible sacrificiel. Des valeurs de température, de vibration, de corrosion, d'humidité d'impédance et de tension sont mesurées à cette fin. Une corrélation et une boucle de correction sont prévues pour former un message prédictif. Le document US20020107589 décrit la détermination de 15 paramètres descriptifs de changements au sein d'un système technique, provoqués par le vieillissement. Des quantités de performance dépendantes de l'utilisation du système technique sont appliquées à un modèle d'usure et de torsion, afin d'en dériver une vie restante en termes de service. 20 Le document WO0218879 décrit la prédiction d'une vie restante en termes de service, à partir de signaux de détecteurs (courant électrique, tension, capacité, inductance. La détection s'opère en temps réel, et peut s'appliquer à la maintenance, pour diverses structures dont un dispositif électronique, et à destination 25 par exemple d'un aéronef. Le document WO2007008940 décrit le diagnostic intelligent de surveillance de défauts pour une maintenance prédictive. Une couche d'analyse emploie de nombreux traitements en strates dont des règles de seul, des réseaux neuronaux (en anglais « neuronal networks »), des transformations de Fourier et autres, ainsi que des modèles dynamiques. Le document W02007085756 décrit une surveillance de grandeur environnementale, en temps réel, à partir de signaux 5 issus de capteurs de mesure qui sont ensuite filtrées. De ce qui précède, on comprend qu'en dépit de nombreuses recherches, on ne dispose pas dans la pratique aéronautique, de pronostic pour équipement électronique embarqué capable de mettre à profit une combinaison de méthodes (modélisation plus 10 simulation, analyse de signaux (de simulation et d'exploitation) puis fusion de données homogènes), employant des ressources mutualisées, et opérant une classification nouvelle et inventive des indicateurs ainsi produits, pour fournir en temps réel, une estimation fiable de la durée de vie restante (en unités de temps, 15 e.g. en heures, minutes ou secondes) dudit équipement. L'invention fait usage (en simulation et/ou en exploitation) de données sous forme compatible avec une logique électronique, traduisant des paramètres physiques de sollicitations externes (vibration, température, humidité, agressions chimiques...) 20 significatifs des agressions subies par ses composants électroniques. L'invention fait aussi usage de signaux internes qui - s'ils sont judicieusement choisis - et qui sont fidèlement révélateurs de l'état de santé instantané des composants électroniques d'un équipement, e.g. un courant de drain ou 25 l'intensité émise par un optocoupleur. Ainsi, des historiques d'exploitation, des paramètres de vol, des paramètres de performance et des données d'autotest ou encore un signal interne à l'aéronef (e.g. de type courant de drain ou intensité émise par un optocoupleur) pourraient être traités au sein d'un procédé de pronostic de maintenance, pour le rendre prédictif. La combinaison nouvelle de l'invention emploierait conjointement lesdites méthodes de manière complémentaire. Elle permettrait d'affiner et de fiabiliser le diagnostic de durée de vie restante d'un équipement électronique, et mettrait en valeur les travaux d'analyses physiques des endommagements des équipements électroniques menés par les constructeurs d'aéronefs et leurs équipementiers. Des prototypes et essais de l'invention ont ainsi permis d'offrir en pratique et en temps réel, un pronostic fiable de durée avant maintenance, disponible et mis à jour durant toutes les phases d'exploitation de l'aéronef. Ce pronostic selon l'invention de durée de vie restante d'un 15 équipement opérant une fusion judicieuse entre modélisation et simulation. A cet effet, un objet de l'invention est un procédé de pronostic du temps moyen à défaillance en unité de temps, d'au moins un équipement électronique embarqué à bord d'un aéronef. 20 Cet équipement possède une pluralité de composants. Ce procédé comporte durant un cycle de vie de l'équipement, les étapes suivantes : - une étape de modélisation de l'équipement, cette étape de modélisation prévoyant au moins : une phase de paramétrage 25 d'une agression externe dudit équipement avec une définition d'au moins un paramètre physique représentatif de cette agression externe en fonction du temps ; et une phase de production d'un modèle d'endommagement de l'équipement par ladite agression externe ; 2970358 -12- - une étape de simulation d'endommagement de l'équipement provoqué par une répétition d'agressions en exploitation représentées par au moins ledit paramètre physique, jusqu'à au moins un état de défaillance ; cette étape de simulation 5 d'endommagement comportant au moins un étage de mesures de valeurs dudit paramètre physique lors de la répétition d'agressions, lesdites valeurs mesurées étant intégrées à ladite définition dudit au moins un paramètre physique ; et un étage de sélection d'au moins un composant critique au sein 10 de l'équipement ; - une étape de collecte de données propres d'endommagement de l'équipement à partir dudit modèle d'endommagement et de mesures de valeurs dudit paramètre physique en exploitation de l'équipement ; - une étape d'apprentissage, cette étape d'apprentissage prévoyant au moins : une phase de sélection d'au moins un signal interne \Mt) de l'équipement, déterminé comme révélateur d'un état de défaillance dudit au moins un composant critique une phase de captation de données d'exploitation de l'équipement et une phase d'élaboration d'une fonction de corrélation entre lesdites données d'exploitation et des valeurs dudit signal interne dudit composant critique de cet équipement ; - une étape de classification desdites valeurs du signal interne et desdites données d'exploitation ; cette étape de classification comportant une phase de calcul et de normalisation de données significatives de distances réelles à défaillance ; - une étape de fusion desdites données propres d'endommagement et desdites données significatives de 2970358 -13- distances réelles à défaillance une fois normalisées, pour l'obtention du pronostic réel de durée de vie en unité de temps avant maintenance ; et - une étape de mise à disposition dudit pronostic réel de 5 durée de vie en unité de temps de l'équipement électronique embarque. Selon une réalisation, l'étape de collecte regroupe des données propres d'endommagement élémentaire pour chaque paramètre physique, selon une loi de superposition de dommages. 10 Selon une réalisation, l'étape de collecte prévoit : - un traitement d'identification d'un cycle ; - un traitement de lecture dans une matrice issue de l'étape de modélisation, d'un nombre de cycles ; - un traitement d'addition de dommages unitaires, selon n- 15 l'équation ; où : « ni» désigne le nombre de répétition Ni d'un cycle source d'altération subies par l'équipement et « Ni» désigne une valeur prédéterminée de répétitions dudit cycle source d'altération à même d'aboutir à un état de défaillance. 20 Selon une réalisation, l'étape d'apprentissage détermine un seuil « V;max » à défaillance, pour chaque signal interne V;(T) dudit équipement. Selon une réalisation, le procédé prévoit que l'étape de classification détermine des données significatives de distances 25 réelles à défaillance ( v(T» pour chaque signal interne VO) dudit V mar -14- équipement, en fonction d'une valeur instantanée dudit signal interne et dudit seuil déterminé. Selon une réalisation, l'étape de fusion calcule ledit temps avant maintenance sous forme d'un temps moyen à défaillance en unité de temps TTF(T), à partir de l'équation : V (T) n~ 1-atE --a2E i V max j N~ xT V(T) n. a,E -+%E i Vi. j N. où a, et. a2 sont. deux coefficients constants dont. la somme vaut 1. Selon une réalisation, le procédé prévoit, lors de la phase de paramétrage, la définition d'au moins un paramètre physique représentatif d'une agression externe dudit équipement en fonction du temps, prend en compte au moins un niveau vibratoire subi par l'équipement. Un autre objet de l'invention est un système avionique 15 comportant au moins un équipement électronique embarqué, mettant en oeuvre le procédé évoqué. Cet équipement possède au moins un dispositif sentinelle apte à participer au calcul en temps réel d'une durée à défaillance en unités de temps. Ce dispositif sentinelle est relié à au moins 20 une sonde de l'aéronef, apte à mesurer des signaux internes à au moins un composant dudit équipement. Selon une réalisation, ce système avionique comporte, au sein d'au moins un équipement, au moins un dispositif sentinelle qui participe au calcul en temps réel d'une durée à défaillance en 25 unités de temps, et possède sur un circuit imprimé au moins : TTF(T) = 2970358 -15- - un microcontrôleur ; - des connections au microcontrôleur ; - un capteur sous forme d'accéléromètre ; - au moins un autre capteur pour la mesure de signaux 5 externes ; et - un affichage numérique digital. Dans ce dispositif sentinelle, les capteurs mesurent donc des signaux internes à l'équipement d'appartenance. Encore un autre objet de l'invention est un aéronef du type 10 prévu pour la mise en oeuvre du procédé évoqué. Selon une réalisation, cet aéronef est à voilure tournante L'invention et ses avantages apparaîtront avec plus de détails dans la description qui suit, et qui illustre un exemple de réalisation de l'invention, donné sans aucun caractère limitatif, en référence aux figures annexées : - la figure 1 représente en vue schématique d'élévation de côté, un aéronef conforme à l'invention, de type hélicoptère, qui comporte notamment une pluralité de systèmes avioniques avec chacun un ou plusieurs équipements électroniques embarqués, ces équipements possédant typiquement (un ou) des composants intégrés et / ou logiciels ; - la figure 2 représente de manière schématique, un exemple des principales structures et liaisons fonctionnelles d'une réalisation technique antérieure de processus de maintenance pour un système avionique de type ARINC624 avec des éléments constitutifs aptes à fournir des résultats sous forme de tests intégrés d'équipements ; 2970358 -16- la figure 3 représente de manière schématique, un exemple d'approche de surveillance à partir d'entrées de données brutes de contrainte d'environnement (e.g. une température mesurée) et d'estimation finale de valeur de vie effective restante pour un 5 équipement; la figure 4 représente de manière schématique, un exemple d'étape de simplification de données, avec un profil original de ligne d'évolution et un profil simplifié, obtenu par une approche par gammes d'ensembles ordonnes (en anglais Ordered Overall Range 10 ou « OOR ») ; - la figure 5 représente de manière schématique, un exemple de processus de comptage de cycles, ultérieur à celui de simplification, où les informations utiles sont converties en nombre de cycles, eux-mêmes classés et caractérisés selon deux valeurs 15 (ici une température moyenne du cycle et l'amplitude de ce cycle) pour constituer un couple « (©T,T)i » ; - la figure 6 représente un exemple de visualisation d'une matrice d'estimations d'endommagements, pour fournir à chaque cycle un couple (AT,T) qui correspond à la sollicitation mesurée par des 20 capteurs à laquelle on désire associer une dégradation élémentaire ; la matrice associée à l'équipement indiquant un nombre « Nf » qui correspond à (AT,T) et (Nfi.Di=1) qui correspond à la valeur de la dégradation totale en état de panne ; la liste de Nf, rangée sous forme de matrice « NxN » étant préalablement 25 chargée dans un microcontrôleur, greffé avec lesdits capteurs à l'équipement à surveiller ; - la figure 7 illustre par un graphique illustrant par un graphe une approche de pronostic par classification des signaux mesurés, avec en ordonnées des valeurs d'un signal mesuré et en abscisse le temps écoulé, on voit une ligne de seuil, une courbe de suivi de 2970358 -17- tendance et des moments ou instants d'occurrence d'un pronostic et d'une panne d'équipement ; - la figure 8 illustre schématiquement un calcul d'état de santé en fonction de valeurs mesurées de signaux (fonction BIHM) 5 conforme à l'invention, avec des entrées de capteurs et de sondes, des chaines redondante pronostic par classification de signaux (PCSM) et de sollicitations externes combinées, suivie par des étapes de pré-pronostic alimenté chacun par l'une des chaînes respectivement, puis une corrélation et la production d'un pronostic 10 final, conforme à l'invention ; - la figure 9 représente schématiquement un exemple conforme à l'invention d'architecture de maintenance avec calcul de pronostic réalisé dans un ordinateur de maintenance (AMC) où sont intégrées des fonction de mesures de signaux, connecté à divers 15 composants d'équipement (SRU) chacun pourvu de capteur(s) et sonde(s) de mesures à transmettre audit ordinateur de maintenance, avec aussi des fonctions aboutissant à un stockage de résultats d'estimation de santé desdits composants et par extension d'équipement(s) et / ou système(s) avionique(s) les 20 intégrant ; - la figure 10 est similaire à la figure 9 dans lequel les fonctions de mesures de signaux sont intégrées aux composants d'équipements au lieu de l'être dans l'ordinateur de maintenance ; - la figure 11 illustre schématiquement un dispositif sentinelle 25 conforme à l'invention, pour le calcul en temps réel d'une durée à défaillance TTF(T), avec au moins : un microcontrôleur, des connections de programmation du microcontrôleur, un accéléromètre deux (2) axes, des capteurs de température, d'hygrométrie pour la mesure de signaux externes, ainsi que deux 2970358 -18- cadrans d'affichage numérique digitaux, le tout sur un circuit imprimé ; la figure 12 illustre schématiquement une étape de simulation en vue d'un pronostic de durée avant maintenance conforme à une 5 réalisation de l'invention, avec l'injection de signaux cycliques de variation d'une contrainte d'environnement vers une modélisation d'équipement sous forme de carte électronique à composants sur circuit imprimé, cette étape de simulation permettant l'identification de certains composants de la carte qui sont non fiables, c'est-à- 10 dire faibles, en vue de déterminer en fonction desdites valeurs injectées de variation d'une contrainte d'environnement, des informations élémentaires propres auxdits composants, notamment en termes d'indicateur de dégradation (Dt) et de nombre de cycle propre à défaillance (CTFp) ; et 15 - la figure 13 est un diagramme fonctionnel schématique qui expose les principaux éléments physiques, étapes et phases de traitement du procédé de pronostic de durée avant maintenance par fusion entre modélisation et simulation, pour équipements électroniques embarqués dans un aéronef, conforme à l'invention. 20 Sur la figure 1 notamment, la référence numérique 1 désigne un aéronef. Sur cette figure, l'aéronef 1 est à voilure tournante, puisqu'il s'agit d'un hélicoptère. Mais l'invention s'applique à d'autres types d'aéronefs, par exemple un giravion, un avion, un drone ou analogues. 25 Cet aéronef 1 conforme à l'invention, comporte notamment une pluralité de systèmes avioniques 2 électroniques. Chaque système 2 comporte un ou plusieurs équipements 3 électroniques embarqués (LRU). Ces équipements 3 possèdent typiquement (un ou) des composants intégrés et / ou logiciels désignés en 4 (SRU). 30 Plus loin, certains autres composants 4 sont aussi désignés en 22. 2970358 -19- Notamment, l'aéronef 1 possède un système 2 formant interface homme-machine 5 pour le pilotage, qui est pourvu d'au moins un écran 6 de visualisation ou affichage, embarqué dans l'aéronef 1. 5 Comme évoqué, on voit sur la figure 2 une aide à la maintenance pour systèmes avioniques 2 conformes à la spécification ARINC624, où la décision d'effectuer ou non une maintenance repose principalement sur les résultats d'un test intégré appelé « B.I.T.E. » (pour l'anglais : « Built-In Test 10 Equipment »). Sur la figure 2, le test intégré appelé « B.I.T.E. » et la structure physique qui l'opère, sont conjointement désignés en 7. Des (structures de) tests intégrés B.I.T.E. 7, comportent le plus souvent une mémoire non-volatile 8, et sont intégrés à un équipement 3 (LRU). On remarque une pluralité d'interfaces 5 15 homme-machines (MMI), avec des écrans 6 (VPV), soit dans des équipements 3, soit reliés à un calculateur 9 dit « MDM » pour « Maintenance Data Manager ». Un équipement 3 de bord MDM, met à disposition de ce calculateur 9, des données significatives de l'état instantané d'un moteur de l'aéronef 1, ici en haut à droite. 20 Divers tests EDT1, EDT2 EDTn, sont effectues par le calculateur 9. Ils sont regroupés dans une table de diagnostic et de datation 10. Dans le calculateur 9, des données issues de la table de diagnostic et de datation 10 sont transmises à un centralisateur de données 11. Le calculateur 9 est relié à une station d'expertise 25 au sol 12, mais également à une interface 5 (MMI) à bord, de remontées en vol, mais aussi à une interface 5 hors bord VPV qui permet à un acteur de maintenance, de visualiser toutes les pannes survenues durant un vol de l'aéronef 1. Chaque test 7 (B.I.T.E.) d'équipement 3 fournit, en temps réel 30 pendant le vol de l'aéronef 1, une estimation de l'état fonctionnel de certains de ses composants 4, et donc d'un système 2 2970358 -20- avionique (L.R.U) le comportant. Si l'un des équipements 3 du système 2 est en panne, un résultat négatif du test B.I.T.E. (code panne d'interdiction de vol ou « NO GO » en anglais) est adressé au centralisateur 11 de données de maintenance, au sein de 5 l'aéronef 1. Toutes les pannes, ainsi que les données de contexte (heure, autres valeurs paramétriques), sont détectées et enregistrées (dans la table 10 notamment) pendant le vol, et aussi dans chaque sous-système ou équipement 3 (mémoires 8), après un filtrage 10 adéquat. Le calculateur 9 ayant détecté une panne, il transmet selon une séquence prédéfinie, le code panne 13 correspondant, vers le centralisateur 11 (ou concentrateur de données de maintenance). Selon la panne, le calculateur 9 génère une alarme fonctionnelle 15 pour alerter le pilote. Le calculateur 9 affiche, sur au_ moins un des écrans 6, l'identifiant de l'équipement 3 défectueux si cet équipement 3 est localisé avec un niveau de confiance suffisant. La technique antérieure de la figure 2 montre des principales 20 structures et liaisons fonctionnelles pour un système 2 de type ARINC624, où la station 12 complémentaire d'expertise au sol pour la maintenance est sous forme d'ordinateur portable relié à l'aéronef 1 porteur via une liaison sans fil. Sur la figure 3, on voit une autre technique antérieure de 25 processus ou approche de surveillance, à partir de laquelle l'invention a été développée. Ici également, les références numériques communes désignent des constituants similaires. Cette surveillance entièrement basée sur la physique des défaillances (en anglais « Physics of failure ») et donc « model- 2970358 -21- based » s'opère à partir d'entrées de données 14 brutes de contrainte d'environnement (ici, une température mesurée « Temperature Raw Data »), de signaux d'entrée 15 de modélisations de premier degré d'endommagement d'un 5 équipement 3, ainsi que de signaux d'entrée 16 d'estimation en seconde phase, d'une valeur de vie restante (en nombre de cycles de vie). A partir des signaux d'entrée 15, de haut en bas, ce processus opère des phases de 10 - simplification de données 17 (voir aussi Figure 4); - comptage 18 du nombre écoulé de cycles de vie (voir aussi Figure 5); - estimation finale d'endommagement 19 où intervient l'entrée des données de modélisation sous forme de signal 15 (voir la 15 Figure 6 pour le développement selon l'invention) ; et - estimation finale 20 de valeur de vie effective restante, typiquement en nombre de cycles, pour l'équipement 3, cette phase d'estimation finale 20 permettant la production d'un code panne 13 le cas échéant. 20 On a vu qu'un équipement 3 (LRU) se décompose en général sous forme d'une pluralité de composants 4 (SRU). On comprend donc que les contraintes environnementales (telles que les cycles thermiques, les sollicitations mécaniques en particulier vibratoires, la corrosion chimique ou les agressions 25 hygrométriques) produisent au fur et à mesure de l'utilisation de l'équipement 3 (et avec une relative proportionnalité), des dégradations élémentaires d'un équipement 3 / composant 4, et corrélativement de son système 2 d'appartenance. De telles -22- informations « instantanées » de dégradations sont employées par l'invention. Pour obtenir à partir du processus de surveillance, un procédé de pronostic suffisamment fiable pour une application industrielle dans l'aéronautique, l'invention a sélectionné, rendu cohérentes mutuellement et adapté diverses méthodes mathématiques, pour les différentes structures, étapes et phases. Le tableau 1 qui suit illustre diverses méthodes / approches mathématiques, théoriquement applicables : LES DIFFERENTES APPROCHES Réseaux de Physique Fusion Mesures Cartographie DMI Capteurs Neurones Défaillances Fuzzy Physicochimi In-situ (Neuronal) (a hysics or logic 1 iez situ ° (PCSM) ssnssonl Fiabilité du Dépend de la Ne tient pas Cf Dépend de ! Dépend de Ne tient pas Dépend de résultat quantité compte des Réseaux de la pertinence la pertinence des compte des la pertinence d'information événements Neurones des points points mesurés événements des points collectée soudains mesurés soudains mesurés IntégLabilité Dépend de la Fiabilité Dépend de Fiabilité Verrou: compromis Spécifique Fiabilité fiabilité du résultat résultat et la résultat et taille °ptmique résultat et sentinelle fiabilité sentinelle caméra. / observation sentinelle du résultat En adéquation Orienté Très adapté à Orienté Dédié à Très Adapté à Très Dédié à avec l'expression diagnostic l'anticipation diagnostic l'antici ation l'anticipation Adapté à l'amicipati de besoin: Adapté à de pannes Adapté à P de pannes l'anticipation on pronostic l'anticipation l'anticipation de pannes de pannes de pannes de pannes de pannes. Maturité Mature. Développé Mature appliqué Mature Intermédiaire. Mature. Développé Avancée Développe 'Près utilisé dans MiIHDBK A valider Très utilisé dans Non validé divers secteurs FIDES divers secteurs Temps 1 Dépend do la Nécéssite Dépend de la Intégration d'un Difficulté Réalisé par Facilité Difficultés quantité inputs quantité nombre d'intégration équipementier d'intégration d'implémentation d'information equipementiers d'information cgtitettl'dt l'aille/poids. .... .. 35 collectée collectée P _moï Tableau 1. On connaît bien la complexité des systèmes avioniques 2, qui forment des ensembles cohérents et interactifs, constitués de matériels et de logiciels dont l'objectif est d'accomplir, de manière 15 indépendante, une fonction déterminée. Ces fonctions sont nécessaires au fonctionnement d'un aéronef 1, tel qu'un hélicoptère, et forment des : Système de Navigation, Système de 2970358 -23- Pilotage automatique, Système de Surveillance moteurs, Système de Mission, Système de Communication et analogues. Pour l'invention, on s'est fixé d'exigeants objectifs, dont : - un pronostic fiable et rapide, disponible in situ e.g. en vol ; 5 - une diminution des coûts de maintenance de l'aéronef 1 ; - une amélioration de la disponibilité de cet aéronef 1 ; - de nouveaux concepts de maintenance ; et - l'amélioration des processus de réparation - gestion des ressources. 10 On comprend que les fonctions classiques de surveillance des équipements 3 et composants 4 (dits parfois « sous-systèmes ») à l'aide de tests intégrés, n'y suffisent pas, notamment lorsque l'on dispose simplement comme dans nombre d'aéronefs actuels, de : - tests des fonctions, alimentation, micro processeur, interfaces, vidéo, etc. (PRIT pour « Power On BIT »): Ces tests sont effectués automatiquement à la mise sous tension et sont dits « non perturbants » ; - tests CBIT pour « Continuous BIT », effectués durant la mission en mode opérationnel .Ces tests sont dits « non perturbants » et vérifient l'intégrité des fonctions. - tests IBIT pour « Initiated BIT », plus approfondis quant à l'analyse des fonctionnalités. Les tests intégrés existants ne se déclenchent qu'après que la panne ne soit survenue ou sur commande externe. 2970358 -24- La technique actuelle de maintenance consiste donc à attendre la panne avant d'intervenir. D'où parfois, certaines augmentations des risque d'interruption de mission. Les nouveaux objectifs visent à offrir un indicateur traduisant le suivi de l'état de 5 santé des équipements embarqués 3, un pronostic (en temps disponible d'exploitation) appliqué à ces équipements 3. On a donc observé, comme sur la figure 2, les réactions de l'électronique durant l'exploitation, dans des systèmes 2, des équipements 3 et des composants 4 pour lesquels on désire 10 pouvoir fournir une indication fiable et économiquement optimisée de la durée de vie TTF(T) lui restant effectivement, et ce en unités de temps. A partir des bases exposées en rapport avec les figures 2 et 3, on prend l'exemple des endommagements suivant des cycles en 15 température et des sollicitations vibratoires auxquelles un ou plusieurs systèmes 2 / équipements 3 / composants 4 sont soumis. Ces cycles sont à l'origine de dégradations (e.g. des cartes électroniques et notamment des fixations des constituants) qui conduisent généralement à une panne. Une difficulté majeure 20 consiste alors, pour l'équipement 3 ou le composant 4 donné, à interpréter les mesures environnementales en entrée, pour calculer en sortie la dégradation induite. Des travaux ont été réalisés pour que l'invention permette de calculer un indicateur de durée de vie restante. 25 Ces travaux ont proposé un algorithme de calcul, qui comporte une succession d'étapes / phases / étapes / étages / traitements prévoyant des : - enregistrement de paramètres critiques à l'aide de capteurs embarqués ; 2970358 -25- - acquisition des données ; - simplification de données brutes (17) ; - extraction du nombre de cycles de vies déjà consommés (18) ; 5 - évaluation des détériorations ; - pronostic du TTF(T). La description de ce processus de surveillance (figure 3) connu est limitée à l'étude de l'impact du paramètre de température. Avec l'invention, ces capacités méritent d'être 10 élargies à d'autres paramètres critiques, tels que les vibrations, les détériorations électriques et/ou chimiques. En se reportant à la figure 4, on voit un exemple proposé par l'invention d'étage de simplification de données (comparable à la phase 17). Typiquement, cet étage participe d'une étape de 15 modélisation (48), avec la production d'un modèle d'endommagement (53). Suivant cet exemple, on opère une simplification de données sous forme d'une ligne 221 (fortement brisée, en trait fin) d'évolution dans le temps (ordonnées) d'une température 20 (abscisse). Avec la simplification on aboutit à un profil simplifié 222 (faiblement brisé, en trait épais) de la ligne d'évolution, calculé ici par une méthode de gammes d'ensembles ordonnés (en anglais « Ordered Overall Range » ou « OOR »). En se reportant à la figure 5, on voit un exemple d'approche 25 pour un étage (comparable à la phase 18) de comptage du nombre de cycles de vie déjà consommés, c'est-à-dire écoulés (i.e. une valeur numérique sans unité physique). En abscisse on voit les 2970358 -26- évolutions de charge « L », tandis qu'en ordonnées le temps s'écoule. Sur la figure 5, on représente de manière schématique, un exemple de comptage de cycles consommés. Ce comptage est en 5 général ultérieur à celui de simplification (au sens où les résultats à jour de la simplification -17-sont nécessaires au comptage -18-, en vue d'aboutir au pronostic -par comparaison avec 19 puis 20-). Dans cet exemple, les informations utiles sont converties en nombre de cycles (i.e. une valeur numérique sans unité physique). 10 Ces nombres sont eux-mêmes classés et caractérisés selon deux valeurs (ici une température moyenne du cycle et l'amplitude de ce cycle) pour constituer un couple («AT, T)i ». Sur la figure 5, on a noté entre crochets, les comptages de cycles comme suit : un cycle complet « 1C » apparaît, entre les 15 abscisses des points [04] et [01]. Entre [00] et [01] on observe un demi-cycle. Toutes les valeurs limites de charge [00], [01] et [01'], [02] et [02'], [03], [04], [05] et [05'], [06], [07] et [08] (e.g. 1/4 de cycle entre [071 et [08] et 1/3 de cycle entre [07] et [06]) correspondent à une valeur en termes de cycles, en général sous 20 forme d'unité (entier) ou de quotient (1/4 ; 1/3 ; Y2). En se reportant maintenant à la figure 6, on voit un exemple de visualisation d'une matrice 58 d'estimations d'endommagements, par exemple produite à une étape de simulation (49) comparable à la phase 19. En abscisse, l'exemple 25 de la figure 6 indique des valeurs de température (en °C). On y lit des valeurs « dT » c'est-à-dire de l'écart maximal entre des valeurs minimale mesurée et maximale mesurée, sur un cycle. -27- En ordonnées, on lit des valeurs (en °C) de « T » ou « Tm » (aussi noté : TM ) c'est-à-dire la moyenne entre des valeurs minimale mesurée et maximale mesurée, sur un cycle. Cette matrice 58, issue de l'étape de simulation 49, sert à fournir à chaque cycle d'exploitation (c'est-à-dire consommé), les valeurs d'un couple (AT, T) qui correspond à la sollicitation mesurée par des capteurs 122 (figures 1 ou 2 par exemple thermiques), à laquelle on désire associer une dégradation élémentaire. Ces valeurs sont des valeurs d'un paramètre physique représentatif d'une agression thermique, en fonction du temps. Selon les réalisations, l'invention fait usage d'autres et / ou de plusieurs paramètres physiques représentatif(s) d'agression(s) différentes des agressions thermiques, en fonction du temps. Cette matrice 58 d'estimations d'endommagements est associée à un équipement 3, en indiquant un nombre « Nf » qui correspond à (AT, T) et (Nfi.Di=1) qui correspond à la valeur de la dégradation totale en état de panne, c'est-à-dire d'atteinte d'un état de défaillance. Cette valeur est « estimée », Le. est par exemple fournie par un fabriquant de l'équipement 3 et / ou imposée par normalisation. La liste de Nf, rangée sous forme de matrice « NxN » est préalablement chargée dans un microcontrôleur 23 (e.g. au sein d'un dispositif sentinelle 24 cf. figure 11), greffé avec lesdits capteurs 122 à l'équipement 3 à surveiller. A l'issue de l'étape de simulation (49), après comptage (18) et caractérisation de chaque cycle, on doit être capable de fournir pour chaque cycle un couple (AT, T) qui correspond à la sollicitation mesurée par les capteurs 122. 2970358 -28- A cette sollicitation, on doit être capable d'associer une dégradation élémentaire. Pour cela (e.g. à une étape 49), on vient lire dans la matrice 58 (figure 6, 12 et 13) associée à l'équipement 3 surveillé, le nombre « Nf » qui correspond à « AT, T ». Sachant 5 que « Nfi » cycles (AT, T)i amènent à la panne, on admettra que la dégradation élémentaire associée à la sollicitation (©T,T)i vaut : Di=1/Nfi. ©n sait que « Nfi.Di=1 » correspond à la valeur de la dégradation totale en état de panne. Préalablement, lors de la 10 phase de modélisation, nous avons listé tous les cas de figures (AT, T)i et exporté le Nf associé. C'est cette liste de Nt rangée sous forme de matrice « NxN » est préalablement chargée dans ledit microcontrôleur 23, greffé avec les capteurs 122 (température, hygrométrie, signaux internes, mouvements, etc.) à 15 l'équipement 3 surveillé. Au cours de l'exploitation de l'aéronef 1 et donc de l'équipement 3, sont énumérés et caractérisés les cycles consommés ou écoulés provenant de ces mesures. Les détériorations (qui participeront ensuite à définir des « états 20 d'exploitation ») associées peuvent ensuite être estimées (étape 49). L'accumulation de détériorations est modélisée (e.g. étape 48 figure 13) par l'hypothèse de Palmgren-Miner. Cette hypothèse est aussi connue comme « loi linéaire d'estimation de dommages ». 25 Chaque dommage élémentaire « Di » résulte d'une sollicitation externe. Le terme « linéaire » est utilisé du fait que les dégradations élémentaires s'additionnent. Le rapport (ratio) résultant de cette somme représente une estimation du pourcentage (%o) de durée de vie consommée. Lorsque la somme 2970358 -29- atteint une valeur unitaire (100%=1), on arrive à un état de panne, si bien que : Dl + D2 + ... + Dt_, + D; k l état de panne (Équation #1) L'hypothèse de Palmgren-Miner stipule que le dommage 5 élémentaire est proportionnel au nombre de fois « n; » qu'un cycle particulier mesuré se répète. Cette hypothèse de Palmgren-Miner stipule que ce dommage élémentaire est inversement proportionnel au nombre de fois « Ni » qu'il faudrait répéter ce cycle pour arriver à la panne. Ceci est exprimé par l'équation #2 : 10 D, si bien que : E N 1 en cas de panne (Équation #2) La valeur est l'indicateur sur la santé du sous-ensemble (système 2, équipement 3 ou composant 4) surveillé. Pour une application exigeante comme dans le domaine aéronautique, il convient de prendre en considération que 15 l'hypothèse de Palmgren-Miner effectue certaines approximations que l'invention compense ou du moins ajuste. Ainsi, l'hypothèse de Palmgren-Miner ne tient pas compte : - de l'ordre chronologique d'occurrence des sollicitations (commutativité de la loi) ; et 20 - des phénomènes de superposition de dommage. Mais moyennant une calibration efficace durant la phase de modélisation, l'hypothèse de Palmgren-Miner peut fournir une bonne approximation des phénomènes physiques qui apparaissent en phase d'utilisation de l'aéronef 1 (évaluée lors d'une étape de 25 simulation). 2970358 -30- En conclusion les différents traitements détaillés ci-dessus ont permis de calculer un indicateur sur la santé d'un équipement 3, qui est : DTo: _ (Équation #3) 5 Cependant, on doit constater certaines limitations de l'art antérieur. Notamment, on ne calcule pas une estimation de durée de vie en heures, mais génèrent seulement un état d'endommagement ou « damage ratio » (sans unité physique). Une équation #3 permet de convertir cette estimation de taux 10 d'endommagement, en pronostic mis à disposition en temps. Pour passer d'un indicateur de santé à une estimation TTF(T) de la durée de vie restante en unités de temps (e.g. heures), l'invention propose d'utiliser la valeur du temps moyen avant défaillance (ou « Mean Time Before Failure » = « MTBF ») fournie par le 15 producteur (équipementier) de l'équipement 3. Cette valeur fait typiquement partie d'une documentation 51, comme illustré sur la figure 13. Une telle documentation 51 recourt, selon les réalisations de l'invention, à des résultats d'essais réels, des normes ou données de cahier des charges, voire encore sont 20 produites par un modèle d'endommagement 53 virtuel e.g. lors d'une simulation 49. Une valeur de durée de vie restante « DRS » peut donc être estimée par : / n n DRn =MTBF 1-E ' i=1 Ni n nT 1(Équation #4) i=l 2970358 -31 - Où : « DRn » est la durée de vie restante à l'instant « n ». La matrice 58 de la figure 6 montre les résultats de simulation. Depuis les valeurs de « Tm » (aussi noté : TM ) et AT, cette matrice 58 permet de poser (étape 48) : 5 Pour les valeurs (AT, T) _ (45, 45) -> Nf1=CTF1=10830 ; et Pour les valeurs (AT, T) _ (75, 75) -4 Nf2=CTF2=1844 ; A appliquer à une Loi de Miner, sous la forme : Dt = 1/Nf1+1/Nf2. Dans l'état de l'art actuel, il persiste des inadéquations 10 rendant en pratique impossible l'application des théories classiques d'évaluation des dommages dans le domaine aéronautique, notamment du fait que : - Le concept de surveillance existant repose sur l'évaluation des impacts des cycles thermiques sans tenir compte de 15 l'impact e.g. des vibrations ; - Les résultats de surveillance reposant essentiellement sur des résultats théoriques, l'estimation de la durée de vie peut présenter une marge d'erreur de près de 50% ; et - La surveillance n'exploite pas de façon efficace les résultats 20 de tests accélérés (sans utiliser des algorithmes de corrélation). A l'inverse, la solution apportée par l'invention propose un pronostic et une implémentation structurelle, e.g. à l'aide d'un dispositif sentinelle 24 (figure 11) intégrable dans l'architecture 25 (système 2, équipement 3 ou composant 4) d'un aéronef 1. Un tel 2970358 -32- dispositif sentinelle 24 est également désigné par « BIHM pour l'anglais « Built-in Health Monitor ». En amont de l'invention, plusieurs approches théoriques semblaient pouvoir fiabiliser le pronostic. 5 En premier lieu, c'est l'approche des sollicitations externes e superposition des dommages qui est explorée. Il s'agit d'une approche théorique basée sur l'évaluation de l'impact des vibrations, de l'hygrométrie, et des cycles thermiques sur les fixations des composants 4. Cette approche théorique 10 serait basée sur les diverses actions (étapes / phases / étages / traitements) présentées plus haut, auxquelles viendrait se greffer la prise en compte efficace des résultats de tests accélérés dans la construction de la matrice de calcul de pronostic. Cette approche théorique peut ainsi tenir compte de la 15 superposition des dommages occasionnés par les contraintes simultanées en température et en vibration. En second lieu, on explore l'approche théorique d'un pronostic par classification des signaux mesurés (Le. « PCSM » dans le tableau 1 supra). 20 La classification des signaux mesurés PCSM est basée sur l'identification et l'observation de courants pertinents à surveiller. On parle donc d'analyse de signaux. Cette technique appelée en anglais « signal-based » est basée sur l'observation des signaux internes, révélateurs de l'état de santé d'un équipement 3. 25 L'invention parvient à émettre un pronostic en effectuant un suivi de tendance de paramètres intrinsèques judicieusement choisis notamment sur un composant 4 via un dispositif 24 intégré. Ces paramètres sont significatifs de valeurs (de signaux 2970358 -33- d'exploitation) instantanées : de courants de drain, d'intensité émise par un optocoupleur (e.g. l'un des composants 4) comme illustré plus loin. Comme sur les figures 8 ou 11, des capteurs 122 ou sondes 5 29 sont intégrées à l'équipement 3 de l'aéronef 1, afin de mesurer ces valeurs de signaux d'exploitation instantanées de type « signal-based ». Dans un calculateur 9, ces valeurs de paramètres sont donc comparées à des seuils qui correspondent à un fonctionnement anormal. Le suivi de tendance de valeurs de ces 10 paramètres ou leur rapprochement vers les seuils de fonctionnement anormal (état de défaillance) permet d'effectuer un pronostic. Une illustration de ce pronostic par classification (cf. étape 65 figure 13) des signaux mesurés (PCSM) est montrée à la figure 15 7. Sur la figure 7, un graphe montre des valeurs numériques de signaux mesurés, avec en ordonnées des valeurs numériques d'un signal mesuré et en abscisse le temps écoulé. On voit une ligne de seuil 25, une courbe 26 de suivi de tendance et des moments ou instants d'occurrence d'un pronostic 27 et d'une prévision de 20 panne 28 (e.g. d'un équipement 3). Il en découle une valeur de TTF(T) en unités de temps. Il est apparu qu'en pratique -au vu des exigences particulièrement draconiennes en aéronautique- d'autres approches pouvaient être explorées et retenues. Ceci étant 25 expliqué, décrivons maintenant la solution adoptée par l'invention, qui prévoit une judicieuse corrélation entre ces deux approches classiques de « sollicitations externes / superposition des dommages » et « signal-based ». Sur la figure 8 est illustré un calculateur 9 conforme à 30 l'invention, apte à calculer l'état de santé d'un sous-ensemble 2970358 -34- (équipement 3 / composant 4) en fonction de valeurs mesurées de signaux (fonction BIHM), avec des entrées de capteurs 122 et de sondes 29. A partir de ces entrées, deux chaines redondantes 30, 31 5 sont reliées. L'une de ces chaines redondantes 30 (en haut, en regard des signaux de capteur 122) est une chaîne de pronostic par classification de signaux (PCSM). L'autre (en bas, en regard des signaux de sonde 29) est une chaîne redondante 31 de 10 sollicitations externes combinées. Chaque chaîne redondante 30, 31 est respectivement suivie par un bloc logique de pré pronostic 32, 33. Des sélecteurs de coupure / passage de signaux 34 et 35 sont respectivement agencés dans le calculateur 9. Ici, un sélecteur 34 est en ligne 15 avec le capteur 122, la chaine 30 et le bloc 32 d'une part. D'autre part, le sélecteur 35 est en ligne avec la sonde 29, la chaine 31 et le bloc 33. On observe en 36 un opérateur de fusion conforme à l'invention. Sur la figure 8, on voit qu'à la sortie de l'opérateur de 20 fusion 36, apparaît un résultat de pronostic 37 du TTF(T), par exemple mis à disposition d'un pilote de l'aéronef 1, via une interface 5 et son écran 6. Ce résultat 37 de pronostic du TTF(T) est distinct de son occurrence 27 (figure 7) et est parfaitement adaptée aux exigences de l'aéronef 1, grâce à l'invention. 25 Ceci vient en particulier des étapes de pré-pronostic, alimentées chacune par l'une des chaînes redondante 30, 31 respectivement, puis d'une fusion à l'aide de l'opérateur de fusion 36 pour atteindre la production d'un pronostic final du TTF(T), le résultat 37 conforme à l'invention. 2970358 -35- On comprend déjà que l'invention corrèle de manière spécifique les résultats partiels des deux approches théoriques évoquées (« sollicitations externes / superposition des dommages » et « signal-based »). L'intégration dans l'architecture 5 globale de maintenance est une phase capitale pour la concrétisation des travaux Le calculateur 9 (BIHM) est capable d'opérer une succession d'étapes selon l'invention permettant de calculer le pronostic 37 du TTF(T). Cette intégration est soumise à des contraintes fortes en 10 termes de fiabilité et de sécurité. Il va sans dire que la fiabilité du système 2 surveillé ne doit pas être perturbée par l'intégration du dispositif 24 formant une sentinelle de surveillance. L'intégration tient compte aussi bien de la définition de l'implantation physique dans l'architecture de maintenance, que du chargement du 15 dispositif 24 sentinelle de surveillance dans un élément de hardware, typiquement un composant 4 d'un équipement 3. Il est possible d'intégrer le calculateur 9 (BIHM) au niveau d'un composant 4 (e.g. SRU) et / ou bien au niveau des ordinateurs 370 des systèmes 2 de bord de l'aéronef 1 (e.g. ordinateur de 20 maintenance AMC). Ces deux possibilités sont décrites respectivement en référence à la figure 9 et à la figure 10. Sur la figure 9, l'ordinateur 370 comporte tous les éléments structurels dont les calculateurs dédiés 9 et les logiciels 25 spécifiques de calcul de dégradation, chargés dans cet ordinateur 370 (AMC). Sur cette figure 9, l'exemple d'architecture de maintenance avec calcul de pronostic du TTF(T) est réalisé dans un ordinateur 370 de maintenance (AMC) où sont injectées des fonction de 2970358 -36- mesures de signaux (a,y,R). Pour ce faire, l'ordinateur 370 est connecté à divers composants 4 chacun pourvu de capteur(s) 122 et sonde(s) 29 de mesures respectivement de valeurs (a,y,G) à transmettre audit ordinateur 370 via des signaux / connectiques 38. 5 Sont désignées en 39 des fonctions de définition de santé de divers systèmes 2 pris en charge par l'ordinateur 370. Ces fonctions 39 aboutissent à un stockage de résultats 37 d'estimation de santé significatives d'une valeur de TTF(T) desdits composants 4 et par extension d'équipement(s) 3 et / ou 10 système(s) avionique(s) 2 les intégrant. Suivant cet exemple, la connectique 38 transmet des mesures (a,y,R) thermiques et vibratoires ou de courants, déclenchées périodiquement, chacune transmise à partir d'un composant 4 (SRU) vers l'ordinateur 370 (AMC). Puis les 15 endommagements sont calculés au sein de l'ordinateur 370. Les résultats 37 du TTF(T) peuvent aussi être stockés dans une mémoire 8 (par exemple de type PCMCIA), afin d'être exploités en vol et / ou au sol. Un avantage de cette réalisation (figure 9) réside dans le fait 20 que c'est le constructeur de l'ordinateur 370 (AMC) qui centralise les algorithmes de calculs employés par le calculateur 9 (BIHM) : une seule mise à jour (typiquement logicielle) est nécessaire en cas d'anomalie. Toutefois, on note que la traçabilité de l'historique des 25 dégradations est rendue difficile. En effet, en cas de dépose / pose, un nouvel équipement 3 est considéré par l'ordinateur 370 (AMC) comme ayant un historique de dégradation alors qu'il n'en est rien. A moins qu'à chaque installation d'un nouvel équipement 2970358 -37- 3, on charge une nouvelle configuration qui tienne compte de l'historique d'utilisation. Selon l'invention, suite à une étape de classification (65) est opérée une étape de fusion ("Data Fusion" désignée en 61 à la 5 figure 13). Ce classement (des résultats intermédiaires de modélisation, et à partir de ceux-ci de simulation) présente divers avantages. Dont celui de compiler les approches « model-based » et « signal-based », en dehors de toute dépendance technique externe au fabriquant de l'aéronef 1. 10 Un logiciel BIHM propre à chaque composant 4 (SRU) est chargé dans ce composant 4 (SRU) lui-même, et l'évaluation des dégradations se fait au sein même de ce composant 4, voire plus largement de son équipement 3 d'appartenance. Ainsi l'historique des dégradations reste avec l'équipement 3 en cas de dépose. 15 En se reportant maintenant à la figure 10, on voit qu'elle est généralement similaire à la figure 9. Toutefois, ici les calculateurs 9 de traitement des fonctions de mesures de signaux sont intégrées aux composants 4 d'équipements 3 au lieu de l'être dans l'ordinateur 370 de 20 maintenance (comme sur la figure 9). Sur la figure 10, on représente également une architecture de maintenance conforme à l'invention. Ici, chaque composant 4 surveillé est pourvu d'un calculateur 9 dédié (BIHM), et ce sont les signaux d'estimation c'est-à-dire d'assertion primaire produits par 25 chacun de ces calculateurs 9 intégrés, qui sont transmis via des signaux / connectiques 40, vers l'ordinateur 370. En se reportant à la figure 11, on décrit un exemple de réalisation selon l'invention de dispositif sentinelle 24. Ce dispositif 2970358 -38- sentinelle 24 participe au calcul en temps réel d'une durée à défaillance (TTF), et possède ici, au moins : - un microcontrôleur 23 ; - des connections 41, e.g. de programmation du 5 microcontrôleur 23 ; - un capteur 122, sous forme d'accéléromètre 42 à deux (2) axes ; - d'autres capteurs 122, respectivement de température 43 et d'hygrométrie 44 pour la mesure de signaux externes (sonde 10 29) ; et - deux cadrans 45 d'affichage numérique digitaux, qui forment des écrans 6 d'interfaces 5 ; le tout sur - un circuit imprimé 46. Dans ce dispositif sentinelle 24, les capteurs 122 (42-44) 15 mesurent donc des paramètres physiques (signaux d'environnement) du composant 4 (ou son équipement 3 ou encore son système 2 d'appartenance), et la ou les sonde(s) 29 mesurent des signaux internes à ces composants. D'un point de vue logique, ce dispositif sentinelle 24 opère 20 une succession de traitements, à savoir : - Identification d'un cycle ; - Lecture dans la matrice le CTF correspondant ; - Addition des dommages unitaires ; - Mesure des signaux intrinsèques critiques ; 25 - Normalisation à 1 ; 2970358 -39- - Utilisation d'un algorithme de fusion de données ; - Enregistrement du TTF(T) (résultat). On note ici que selon l'invention, un algorithme procède au calcul des indicateurs, par exemple à partir d'équations comme : TTF(t) =1 _D t D al V (t) n . + a2 Vmx 1 N. TTF(t) _ Une caractéristique de l'invention réside dans la prise en compte simultanée des deux évaluations. La moyenne pondérée de deux indicateurs de nature différente, mais d'origine commune : la dégradation du composant 4. 10 Un même phénomène physique peut en effet provoquer des symptômes différents observables par plusieurs types de mesure de nature hétérogène. En admettant qu'une mesure conserve une part d'erreur, la prise en compte de plusieurs paramètres permet de minimiser cette 15 erreur, en pondérant chacune des mesures particulières par un coefficient a,. Si T'est la moyenne de l'état de dégradation alors ; Dans le cas ou l'on dispose de deux méthodes de calcul de 20 dégradation, l'approche se divise en plusieurs étapes : 2970358 -40- - Définition des paramètres Yrévélateurs d'un état de panne. (Ex : tension de drain pour un composant 4 de type « MOSFET » qui ne doit pas dépasser une valeur seuil) ; - Mise en place des seuils ; 5 - Mesure et enregistrement de l'historique des signaux V durant le cycle de vie -D,(t)=' - En parallèle l'impact des sollicitations externes est mesuré à l'aide de l'approche détaillée plus haut. Le résultat de ni cette évaluation est D2 =1-' ~ NJ - La dégradation moyenne est égale à D = E a; i D = a V, (t) + a ' V 2 J NJ max D = a1DI + a2D2 L'invention propose ainsi un moyen de calculer (37) le temps 15 moyen à défaillance en unité de temps TTF(T) Par exemple, on pose : 10 2970358 -41 - TTF(t) =1 D t D 1- ai Vi (t) n - a~ E .i TTF(t) = Vmax N> xt al Vl ( t ) n + a2 E J Vmm NJ Si a, =a2 =. Alors 2-D -D 2 Où : D, (t) V(t) max et :D2=~nj Ni Ce résultat 37 du calcul du TTF(T) correspond au temps moyen à défaillance à partir de l'instant « t » positionné durant le cycle de vie de l'équipement 3. Ce résultat 37 prend en compte 10 deux approches de calcul différentes et permet de diminuer l'erreur sur l'étape / la phase 27 de calcul du pronostic TTF(T), et reste plus fiable que les résultats des deux approches prises séparément. En se reportant maintenant à la figure 12, évoquons un 15 exemple d'étape 49 de simulation d'un composant 4. Cette étape 49 est un préalable qui vise à produire des informations et des données, en vue d'un pronostic de durée avant maintenance conforme à une réalisation de l'invention. 5 2970358 -42- Cette simulation (49) prévoit une phase d'injection 47 vers un modèle dudit composant 4 (évalué lors d'une étape préalable) de signaux cycliques de variation d'une contrainte d'environnement (ici l'évolution de la température « T » en °C en fonction du temps). 5 Les signaux cycliques sont ainsi injectés en 47 vers une modélisation d'équipement 3, sous forme de carte électronique à composants 4 sur circuit imprimé 46. En rapprochant l'exemple de la figure 9, on comprend que ces signaux 47 permettent de produire ensuite les signaux 38. Ceci vise à qualifier comme fiable 10 ou non fiable les composants 4 ainsi évalués, à pointer ou sélectionner quelques composants formant les « maillons faibles » de l'équipement 3, et à extraire de ces composants 4 faibles certaines données utiles. Sur la figure 12, cinq composants 4 (marqués d'une croix 15 « X »), sont détectés comme étant significativement faibles ou non fiables. Il s'agit de « composants critiques » 22 marqués de la carte (équipement 3) qui sont « non fiables », c'est-à-dire faibles, ont été localisés en fonction desdites valeurs injectées 47. En réponse à ces valeurs injectées 47 de variation d'une contrainte 20 d'environnement, sont aussi déterminées des informations élémentaires propres auxdits composants critiques 22 (i.e. composants 4 marqués), notamment en termes d'indicateurs de dégradation (Dt) et de nombre de cycle propre à défaillance (CTFp). 25 Pour un exemple d'informations élémentaires propres auxdits composants critiques 22, on se rapportera à la figure 6 et aux paragraphes de description afférents. Ceci étant, on se reporte à la figure 13 qui présente un diagramme fonctionnel schématique, afin d'exposer les principaux éléments physiques, étapes et phases de traitement d'un exemple 2970358 -43- du procédé de pronostic de durée avant maintenance par fusion entre modélisation et simulation, selon l'invention. En se reportant à la figure 13, on voit une mise en oeuvre de ce procédé d'estimation du temps moyen à défaillance en unité de 5 temps d'un équipement 3 électronique embarqué à bord d'un aéronef 1, à travers ses étapes principales. A ce stade, on peut résumer le déroulement d'une réalisation de l'invention sur un cycle de vie de l'équipement (3), par les étapes suivantes : 10 - une étape de modélisation (48) de l'équipement (3), cette étape (48) prévoyant au moins : une phase de paramétrage d'une agression externe dudit équipement (3) avec une définition d'au moins un paramètre physique représentatif de cette agression externe en fonction du temps ; et une phase 15 de production d'un modèle d'endommagement (53) de l'équipement (3) par ladite agression externe ; - une étape de simulation (49) d'endommagement de l'équipement (3) provoqué par une répétition d'agressions en exploitation représentées par au moins ledit paramètre 20 physique, jusqu'à au moins un état de défaillance ; cette étape de simulation (49) d'endommagement comportant au moins un étage de mesures de valeurs dudit paramètre physique lors de la répétition d'agressions, lesdites valeurs mesurées étant intégrées à ladite définition dudit au moins un 25 paramètre physique ; et un étage (67) de sélection d'au moins un composant critique (22) au sein de l'équipement (3), - une étape de collecte (63) de données propres d'endommagement de l'équipement (3) à partir dudit modèle 2970358 -44- (53) d'endommagement et de mesures de valeurs dudit paramètre physique en exploitation de l'équipement (3) ; - une étape d'apprentissage (64), cette étape d'apprentissage (64) prévoyant au moins : une phase de sélection d'au moins 5 un signal interne VO) de l'équipement (3), déterminé comme révélateur d'un état de défaillance dudit au moins un composant critique (22) ; une phase de captation de données d'exploitation de l'équipement (3) ; et une phase d'élaboration d'une fonction de corrélation entre lesdites 10 données d'exploitation (3) et des valeurs dudit signal interne dudit composant critique (22) de cet équipement (3) ; - une étape de classification (65) desdites valeurs du signal interne et desdites données d'exploitation ; cette étape de classification (65) comportant une phase de calcul et de 15 normalisation de données significatives de distances réelles à défaillance ; - une étape de fusion (61) desdites données propres d'endommagement et desdites données significatives de distances réelles à défaillance une fois normalisées, pour 20 l'obtention du pronostic réel de durée de vie en unité de temps avant maintenance ; et - une étape de mise à disposition (66) dudit pronostic réel de durée de vie en unité de temps de l'équipement électronique embarqué. 25 Ce pronostic une fois déduit, peut être affiché par exemple dans le poste de pilotage de l'aéronef 1, sur un ou plusieurs écrans 6. En d'autres termes, on peut décrire un exemple de mise en oeuvre de l'invention, en ce qu'elle prévoit des : 2970358 -45- - Définition d'un (des) paramètre(s) physique(s) représentatif(s) des agressions externes dudit équipement 3 électronique en fonction du temps, Modélisation de l'endommagement élémentaire pour 5 chaque paramètre physique, selon une loi de superposition de dommages, - Mesure et enregistrement dudit (desdits) paramètre(s) physique(s) durant le cycle de vie, - Calcul des endommagements élémentaires pour chaque 10 paramètre physique nJ , NJ - Définition d'un (des) signal (signaux) interne(s) V;(t) dudit équipement 3 électronique révélateur(s) d'un état de panne, - Détermination d'un seuil V;max à fin de vie pour chaque 15 signal interne, - Mesure et enregistrement dudit (desdits) signal (signaux) interne(s), - Calcul de l'indicateur élémentaire Vi(t) pour chaque signal Vi max interne en fonction de la valeur actuelle dudit signal interne 20 et dudit seuil déterminé, - Calcul du résultat 37 d'un temps moyen à défaillance en unité de temps TTF(T), par exemple à partir de l'équation : -46- (T) ni 1-ail Vim -a N.N. xT (T) aTEYz+azE nr_ Vi max j N j (Equation 1). A la figure 13, on voit que la définition de paramètres physiques est obtenue à la fois depuis des documentations 51 propres à l'aéronef 1, mais aussi de données 52 ou signaux issus de celui-ci, pour représenter des agressions externes des équipements 3 électroniques à modéliser (étape 49). On a représenté en 53 la modélisation (ou modèle virtuel) de l'un de ces équipements 3, et en 54 celle (ou modèle virtuel) des 10 composants 4, lors de l'étape de modélisation 48. Cette étape 48 de modélisation de l'endommagement élémentaire pour chaque paramètre physique selon une loi de superposition de dommages, fait intervenir par exemple un modèle physique (e.g. thermodynamique pour les valeurs de Tm et AT de 15 la figure 13). Ces modèles physiques 53,54 fournissent des paramètres ou valeurs 55 de contrainte et d'effet de ces paramètres de contraintes sur l'équipement 3 ainsi modélisé. Il en est déduit une valeur élémentaire 56 significative des effets produits par ces 20 contraintes sur l'équipement modélisé 53, c'est-à-dire un modèle d'endommagement de l'équipement 3 par ledit paramètre d'agression externe. L'ordinateur 370 non seulement mesure, mais aussi enregistre typiquement dans des mémoires 8, les paramètres 25 physiques durant le cycle de vie exploré via la modélisation 48. Une valeur 57 de nombre de cycles CTF pour l'équipement 3 TTF(T) _ 2970358 -47- soumis aux contraintes modélisées, est produite par ce procédé, en fin / sortie de l'étape 48. On procède alors : au calcul des endommagements élémentaires pour chaque paramètre physique ni , et à N. J 5 A l'étape de simulation 49, qui est opérée en partie en parallèle de l'étape 48, on définit des signaux internes « VO) » de l'équipement 3, qui sont révélateurs d'un état de panne. Ceux-ci désignent les composants 4 faibles (composants 4 marqués, figure 12), à travers la matrice 58. On détermine une valeur de seuil « V;max » à fin de vie pour chaque signal interne. On mesure et enregistre les signaux internes. Intervient alors le calcul de l'indicateur élémentaire yi(t) pour chaque signal Vi max interne en fonction de la valeur actuelle dudit signal interne et dudit seuil déterminé. Et enfin, on est en mesure de calculer à la phase 27, la valeur 37 du temps moyen à défaillance en unité de temps TTF(T), par exemple à partir de l'équation évoquée. L'étape 48 de modélisation comporte ainsi l'application à l'équipement 3 d'un modèle physique (par exemple thermodynamique), et de valeurs qui fournissent des effets de sollicitations. A l'aide d'un outil mathématique de résolution (par exemple par résolution par éléments finis ou FEM), une valeur d'altération proportionnelle à la sollicitation appliquée à la modélisation 48, est élaboré. En appliquant ensuite à ces résultats, les lois de la fatigue par exemple le théorème de Coffin-Mason, on obtient une valeur de nombre de cycles avant panne. 2970358 -48- Par exemple sur la figure 6, avec en ordonnées des valeurs de température Tm = 45°C et en abscisse ©T = 45 °C, on obtient par FEM le résultat Ayp = 0,2 MPa, d'où par Coffin-Mason on déduit : Nf = 10830 cycles avant panne. 5 Quant à l'étape 49 de simulation, elle se base sur des résultats intermédiaires (480) de la modélisation 48, mais en injectant des signaux significatifs, pour déterminer (notamment à l'aide d'une matrice 58), des composants 4 marqués non fiables de chaque équipement 3 analysé. Dans cette étape 49, les lois de 10 Coffin-blason et de Miner sont appliquées. Pour ce qui est de l'étape 50 de collecte, de classification « neuro-flou » et de fusion, elle est porteuse de nombreux avantages de l'invention. Selon l'approche « signal-based » des signaux ont été collectés. Ces signaux dits « significatifs » sont 15 analysés par rapport à des valeurs de seuil et donnent par calcul une marge à défaillance ou distance à l'état de défaillance. A partir des composants 4 désignés comme faibles, la véritable fonction de classification est appliquée. On a vu qu'elle faisait intervenir la logique floue. Cette étape 50 opère par étages, comme illustré à la 20 figure 13. L'étape 50 de collecte, de classification « neuro-flou » et de fusion produit une estimation d'un état instantané de l'équipement 3, alors qu'il est employé à bord de l'aéronef 1. Issues des étapes 48 de modélisation et 49 de simulation, 25 des données 59 (signaux) sont entrés dans cette étape 50. L'étape 63, collecte des données propres d'endommagement élémentaire de l'équipement, en exploitation à bord, à partir de la mesure et de l'enregistrement des paramètres physiques représentatifs d'agression externe. 2970358 -49- L'étape 64 d'apprentissage dite « neuro-floue », hors exploitations bord ou hors et en exploitation à bord, élabore une fonction de corrélation entre des états d'exploitations (pannes ou bon fonctionnement) et des signaux internes judicieusement 5 choisis à l'étape de simulation 49. Ainsi des seuils sur les signaux internes sont déterminés, et permettent de corréler la mesure des signaux à l'état de l'équipement. Cette étape d'apprentissage 64 peut utiliser par exemple un système neuro-flou qui reçoit en entrée des couples de valeurs 10 d'états et de mesures de signaux internes et qui délivre en sortie de la phase d'apprentissage la fonction de classification sous la forme de valeurs de seuils de classification. L'étape de classification 65, en exploitation à bord, utilise les mesures des signaux internes et la fonction de classification (de 15 corrélation) donnée dans l'étape 64 décrite précédemment pour délivrer et calculer des données significatives de distances réelles à défaillance. Cette étape détermine par exemple pour chaque signal, le ratio de la mesure actuelle du signal par la valeur de seuil 20 déterminée à l'étape 64. Ce ratio donne la distance normalisée entre l'état courant de l'équipement et l'état de panne. Une étape 61 de fusion donne finalement la durée de vie restante. La fonction suivante est par exemple utilisée. V(T) n~ 1-0(1E- -a2E- in,. i V (T) ni alE +a2l- - i v i ma. J i v i TTF(T) = xT 25 Enfin, une étape 66 de mise à disposition du temps moyen à défaillance en unité de temps TTF(T) délivre celui-ci vers les 2970358 -50- interfaces 5 (écrans 6) de l'aéronef 1. D'autres signaux d'interfaces (sonores, vibratoires, lumineux...) peuvent traduire ledit temps moyen à défaillance en unité de temps TTF(T), dans des réalisations de l'invention. 5 Dans une réalisation, l'invention prévoit des : - Modélisation de l'endommagement élémentaire sous l'effet dudit paramètre physique selon une loi de superposition de dommages ; - Mesure et enregistrement de valeurs calculatoires 10 significatives de l'évolution de l'endommagement élémentaire sous l'effet dudit paramètre physique, durant un cycle prédéterminé de vie dudit équipement ; - Calcul des endommagements élémentaires pour chaque paramètre physique, selon l'axiome EE = nj / Nj ; 15 - Définition d'au moins un signal interne(s) Vi(t) dudit équipement électronique révélateur(s) d'un état de panne - Détermination d'un seuil « Vimax » à fin de vie pour chaque signal interne ; 20 - Mesure et enregistrement dudit signal interne ; - Calcul de l'indicateur élémentaire Vi(t) / Vi(max) pour chaque signal interne en fonction de la valeur actuelle dudit signal interne et dudit seuil déterminé ; - Calcul de la durée de vie restante (TTF) d'un 25 équipement électronique embarqué, en unité de temps (T) selon l'équation : 2970358 -51 - V,(T) ni 1-al EV, -a2EN TTF(T) = ni xT V,. (T) a,E +a2E V,. i Ni En synthèse, on souligne que dans le domaine des structures ou des moteurs, les phénomènes d'usure (fatigue, corrosion...) sont assez facilement décelables. Par contre, tel n'est pas le cas 5 pour les systèmes électroniques. En effet, les paramètres d'usure mesurables, pertinents et accessibles sont plus rares. De fait, il n'a pas été possible jusqu'à ce jour, d'obtenir en pratique un pronostic de durée avant maintenance, pour équipements 3 électroniques embarqués dans un aéronef 1. 10 Un tel pronostic est par contre possible grâce à l'invention et porte sur une combinaison de deux méthodes, à savoir par modélisation et par simulation, avec une classification judicieuse des indicateurs ainsi produits. Ce pronostic est à-même de fournir en temps réel, une estimation fiable de la durée de vie restante 15 TTF(T) dudit équipement 3. La première étape utilise des paramètres physiques de sollicitations externes (vibration, température, humidité, agressions chimiques...) pour la surveillance des composants 4 électroniques. La seconde étape recourt à des signaux internes 20 judicieusement choisis, qui sont révélateurs de l'état de santé des composants électroniques 4 de l'équipement 3, comme par exemple un courant de drain ou l'intensité émise par un optocoupleur. II est certes connu d'utiliser des paramètres physiques. II est 25 aussi connu d'utiliser des paramètres de vol, des paramètres de performance et des données d'autotest. Mais le choix d'un signal 2970358 -52- interne de type courant de drain ou intensité émise par un optocoupleur est original. La combinaison nouvelle de ces deux étapes, ainsi que la fusion des données qu'elles produisent est judicieuse car 5 complémentaire. Elle permet d'affiner et de fiabiliser le diagnostic de durée de vie restante d'un équipement électronique 3, et fait suite à des travaux d'analyses physiques des endommagements des équipements électroniques menés par la Demanderesse. Divers avantages sont issus d'une fonction pronostic 10 conforme à l'invention, appliquée aux systèmes 2 avioniques. Notamment, il est possible : - d'éviter une interruption de mission due à une opération de maintenance non programmée ; de donner une image de la santé de l'ensemble des 15 systèmes 2 de l'aéronef 1, à un moment donné ; - d'anticiper sur les actions de maintenance et la logistique associée comme la gestion optimale des stocks de pièces de rechange et analogues ; - dans le domaine militaire, d'améliorer le degré de confiance 20 accordé aux systèmes 2 pour accomplir une mission. Certains doutes peuvent résider dans le degré de fiabilité des capteurs 122 existants, qui doivent permettre une intégration dans l'architecture avionique. La démarche de recherche peut se heurter à la nécessité d'obtenir un certain nombre d'entrées (inputs) de la 25 part des équipementiers qui maitrisent le fonctionnement de chaque équipement 3. L'invention n'est bien sûr pas limitée aux modes de réalisation illustrés et décrits. Elle vise évidemment les modes de REVENDICATIONS1. Système avionique (2) comportant au moins un équipement électronique (3) embarqué et à soumettre à un pronostic technique du temps moyen à défaillance en unité de temps (TTF(T)), caractérisé en ce que ce système avionique (2) comporte une liaison vers une station d'expertise au sol (12), ledit équipement (3) électronique embarqué possédant une pluralité de composants (4 ; 22) et au moins un dispositif sentinelle (24) qui participe au calcul en temps réel de ladite durée à défaillance en unités de temps, ledit dispositif sentinelle (24) ayant sur un circuit imprimé (46) au moins : un microcontrôleur (23), des connections (41) au microcontrôleur (23), un capteur (122) sous forme d'accéléromètre (42), et un autre capteur (122) pour la mesure de signaux externes, ledit pronostic exécutant les étapes suivantes : - une étape de modélisation (48) de l'équipement (3), cette étape (48) prévoyant au moins : une phase de paramétrage d'une agression externe dudit équipement (3) avec une définition d'au moins un paramètre physique de cette agression externe en fonction du temps ; et une phase de production d'un modèle d'endommagement (53) de l'équipement (3) par ladite agression externe ; - une étape de simulation (49) d'endommagement de l'équipement (3) provoqué par une répétition d'agressions en exploitation représentées par au moins ledit paramètre physique, jusqu'à au moins un état de défaillance ; cette étape de simulation (49) d'endommagement comportant au moins un étage de mesures de valeurs dudit paramètre physique lors de la répétition d'agressions, lesdites valeurs mesurées étant intégrées à ladite définition dudit au moins un paramètre physique ; et un étage (67) 2970358 -55- de sélection d'au moins un composant critique (22) au sein de l'équipement (3) ; une étape de collecte (63) de données propres d'endommagement de l'équipement (3) à partir dudit modèle (53) 5 d'endommagement et de mesures de valeurs dudit paramètre physique en exploitation de l'équipement (3) - une étape d'apprentissage (64), cette étape d'apprentissage (64) prévoyant au moins : une phase de sélection d'au moins un signal interne \Mt) de l'équipement (3), déterminé comme 10 révélateur d'un état de défaillance dudit au moins un composant critique (22) ; une phase de captation de données d'exploitation de l'équipement (3) ; et une phase d'élaboration d'une fonction de corrélation entre lesdites données d'exploitation (3) et des valeurs dudit signal interne dudit composant critique (22) de cet 15 équipement (3) ; - une étape de classification (65) desdites valeurs du signal interne et desdites données d'exploitation ; cette étape de classification (65) comportant une phase de calcul et de normalisation de données de distances réelles à défaillance ; 20 - une étape de fusion (61) desdites données propres d'endommagement et desdites données de distances réelles à défaillance une fois normalisées, en vue de l'obtention du pronostic réel de durée de vie en unité de temps avant maintenance ; et une étape de mise à disposition (66) sur ladite station 25 d'expertise au sol (12), dudit pronostic réel de durée de vie en unité de temps de l'équipement électronique embarqué (3). 2. Procédé technique de pronostic à mettre à disposition sur une station d'expertise au sol (12), du temps moyen à défaillance en unité de temps (TTF(T)) d'au moins un équipement (3) 2970358 -56- électronique embarqué à bord d'un aéronef (1) ; cet équipement (3) possédant une pluralité de composants (4 ; 22), caractérisé en ce que ce procédé comporte durant un cycle de vie de l'équipement (3), les étapes suivantes : 5 - une étape de modélisation (48) de l'équipement (3), cette étape (48) prévoyant au moins : une phase de paramétrage d'une agression externe dudit équipement (3) avec une définition d'au moins un paramètre physique représentatif de cette agression externe en fonction du temps ; et une phase 10 de production d'un modèle d'endommagement (53) de l'équipement (3) par ladite agression externe - une étape de simulation (49) d'endommagement de l'équipement (3) provoqué par une répétition d'agressions en exploitation représentées par au moins ledit paramètre 15 physique, jusqu'à au moins un état de défaillance ; cette étape de simulation (49) d'endommagement comportant au moins un étage de mesures de valeurs dudit paramètre physique lors de la répétition d'agressions, lesdites valeurs mesurées étant intégrées à ladite définition dudit au moins un 20 paramètre physique ; et un étage (67) de sélection d'au moins un composant critique (22) au sein de l'équipement (3) - une étape de collecte (63) de données propres d'endommagement de l'équipement (3) à partir dudit modèle 25 (53) d'endommagement et de mesures de valeurs dudit paramètre physique en exploitation de l'équipement (3) ; - une étape d'apprentissage (64), cette étape d'apprentissage (64) prévoyant au moins : une phase de sélection d'au moins un signal interne VO) de l'équipement (3), déterminé comme 2970358 -57- révélateur d'un état de défaillance dudit au moins un composant critique (22) ; une phase de captation de données d'exploitation de l'équipement (3) ; et une phase d'élaboration d'une fonction de corrélation entre lesdites 5 données d'exploitation (3) et des valeurs dudit signal interne dudit composant critique (22) de cet équipement (3) ; - une étape de classification (65) desdites valeurs du signal interne et desdites données d'exploitation ; cette étape de classification (65) comportant une phase de calcul et de 10 normalisation de données significatives de distances réelles à défaillance ; - une étape de fusion (61) desdites données propres d'endommagement et desdites données significatives de distances réelles à défaillance une fois normalisées, pour 15 l'obtention du pronostic réel de durée de vie en unité de temps avant maintenance ; et - une étape de mise à disposition (66) dudit pronostic réel de durée de vie en unité de temps de l'équipement électronique embarqué, sur ladite station d'expertise au sol (12). 20 3. Procédé de pronostic technique, selon la revendication 2, caractérisé en ce que l'étape de collecte (63) regroupe des données propres d'endommagement élémentaire pour chaque paramètre physique, selon une loi de superposition de dommages. 4. Procédé de pronostic technique selon la revendication 3, 25 caractérisé en ce que l'étape de collecte (63) prévoit : - un traitement d'identification d'un cycle ; 2970358 -58- - un traitement de lecture dans une matrice (58) issue de l'étape de modélisation (48), d'un nombre de cycles ; - un traitement d'addition de dommages unitaires, selon ni l'équation (#3) : N ; où : « ni» désigne le nombre de 5 répétition d'un cycle source d'altération subies par l'équipement (3) et « Ni» désigne une valeur prédéterminée de répétitions dudit cycle source d'altération à même d'aboutir à un état de défaillance. 5. Procédé de pronostic technique selon l'une des 10 revendications 2 à 4, caractérisé en ce que l'étape d'apprentissage (64) détermine un seuil « V;max » à défaillance, pour chaque signal interne V;(T) dudit équipement (3). 6. Procédé de pronostic technique selon la revendication 5, 15 caractérisé en ce qu'il prévoit que l'étape de classification (65) détermine des données significatives de distances réelles à défaillance (v,(T» pour chaque signal interne VO) dudit Vmax équipement (3) en fonction d'une valeur instantanée dudit signal interne et dudit seuil déterminé. 20 7. Procédé de pronostic technique selon la revendication 6, caractérisé en ce que l'étape de fusion (61) calcule ledit temps avant maintenance sous forme d'un temps moyen à défaillance en unité de temps TTF(T), à partir de l'équation : 2970358 -59- V-(T) n. 1-aIEV -a2EN =mue .i V (T) ni ail +a2E r vin. i Ni où al et a2 sont deux coefficients constants dont la somme vaut 1. 8. Procédé de pronostic technique selon l'une des 5 revendications 2 à 7, caractérisé en ce qu'il prévoit, lors de la phase de paramétrage, la définition d'au moins un paramètre physique représentatif d'une agression externe dudit équipement (3) en fonction du temps, qui prend en compte au moins un niveau vibratoire subi par 10 l'équipement (3). 9. Aéronef (1) mettant en oeuvre du procédé technique selon l'une des revendications 2 à 8, caractérisé en ce qu'il (1) est à voilure tournante. 10. Aéronef (1) selon la revendication 9, caractérisé en ce que 15 l'aéronef (1) comporte au moins un système avionique (2) avec au moins un équipement électronique (3) embarqué pourvu d'au moins un dispositif sentinelle (24) et à soumettre audit pronostic en temps réel d'une durée à défaillance en unités de temps ; ce dispositif sentinelle (24) étant relié à au moins une sonde (29) de 20 l'aéronef (1), apte à mesurer des signaux internes à au moins un composant (4) dudit équipement (3) ; ledit dispositif sentinelle (24) comportant sur un circuit imprimé (46) au moins : - un microcontrôleur (23) ; - des connections (41) au microcontrôleur (23) ; 25 - un capteur (122) sous forme d'accéléromètre (42) ; TTF(T) = 2970358 -60- au moins un autre capteur (122) pour la mesure de signaux externes ; et - un affichage (45) numérique digital_