Brevet FR2971870A1 — publié le 20120824

Méthode de détection de pannes d'une turbomachine au moyen d'un modèle théorique du cycle thermodynamique de ladite turbomachine L'invention concerne le domaine des turbomachines, en particulier, les turboréacteurs d'aéronef. 5 Un turboréacteur comporte de manière classique plusieurs composants tels qu'un compresseur, une chambre de combustion et une turbine. Au cours de son fonctionnement, le turboréacteur subit des usures qui affectent ses performances et peuvent entraîner l'apparition de pannes d'un ou de plusieurs composants du turboréacteur en cas d'usures anormales ou imprévues. En cas de 10 panne, le turboréacteur et l'aéronef ne sont pas fonctionnels ce qui présente un inconvénient. Les pannes sont généralement liées à des phénomènes d'encrassement, de corrosion, d'oxydation, d'érosion, d'abrasion ou bien d'ingestion de corps étranger, de problèmes de mesures, de problèmes de calculateurs, etc. 15 Pour prévenir l'apparition d'une panne, des opérations de contrôle du turboréacteur sont programmées à intervalles de temps réguliers. On peut ainsi détecter si un des composants du turboréacteur est défectueux ou présente des symptômes annonçant une panne future. Une telle méthode de détection de pannes n'est pas satisfaisante car l'usure des turboréacteurs d'une même famille est variable, un contrôle à intervalles de temps réguliers n'étant pas adéquat. En 20 effet, si la fréquence des contrôles est trop faible, on augmente le risque de panne. Au contraire, si la fréquence de contrôles est trop élevée, on peut réaliser une étape de contrôle alors que le moteur est en parfaite santé ce qui est une perte de temps. Afin d'éliminer cet inconvénient, il a été proposé de suivre continûment, c'est-à-dire pour chaque 25 cycle de vol de l'aéronef, les performances individuelles d'un turboréacteur afin de détecter de manière anticipée l'apparition de pannes du turboréacteur. On connaît dans l'art antérieur une méthode de détection de pannes pour un turboréacteur dans laquelle on utilise une base de données de pannes connues qui ont été identifiées tout au long de 30 la vie de turboréacteurs appartenant à la même famille. A titre d'exemple, le débit du carburant, le régime du turboréacteur et la température en sortie du moteur ont été mesurés par un calculateur embarqué sur le turboréacteur. Lors de l'apparition d'une panne sur le moteur, les paramètres mesurés par le calculateur sont stockés dans une base de données en association avec un identifiant de la panne. A titre d'exemple, si la turbine du turboréacteur est défectueuse, on stocke 35 dans la base de données de panne les valeurs des paramètres de débit de carburant, de régime du turboréacteur et de température en sortie du moteur qui ont été mesurés par le calculateur préalablement à l'apparition de la panne et on associe auxdites valeurs de paramètres l'identifiant de la panne, ici, une panne de la turbine du turboréacteur. La base de données est formée à partir d'un grand nombre de mesures obtenues par retour d'expérience au cours de vols de turboréacteurs de la même famille et de l'analyse des pannes desdits turboréacteurs. En pratique, plusieurs milliers d'heures de vol sont nécessaires pour obtenir une base de données pertinente. Pour détecter de manière anticipée une panne du turboréacteur, il suffit de comparer les valeurs des paramètres courants d'un turboréacteur aux valeurs des paramètres de la base de données de pannes pour en déduire la prochaine panne du turboréacteur par lecture de l'identifiant de panne dans la base de données de pannes. On comprend aisément que la pertinence de cette méthode de détection dépend de la taille et de la qualité de la base de données. Plus le retour d'expérience est important et plus la détection de la panne sera pertinente. Une telle méthode est ainsi adaptée pour les turboréacteurs standards qui sont utilisés depuis plusieurs années mais est inadaptée pour de nouveaux turboréacteurs n'ayant que peu d'heures de vol. On entend par nouveau turboréacteur aussi bien une évolution d'un turboréacteur standard qu'un turboréacteur d'un tout autre type. Un autre inconvénient d'une méthode de détection de panne selon l'art antérieur est qu'il ne permet pas d'indiquer de manière précise quel est le composant du turboréacteur qui est défectueux du fait de l'utilisation d'un nombre réduit de capteurs sur le turboréacteur lors du vol de l'aéronef. II en résulte que, lorsqu'une panne est détectée, la maintenance peut être réalisée sur un grand nombre de composants du turboréacteur alors qu'un unique composant est défectueux. Afin d'éliminer au moins certains de ces inconvénients, l'invention concerne une méthode de détection de panne pour une turbomachine par surveillance des performances de ladite turbomachine, méthode dans laquelle on mesure au moins un paramètre de performance de la turbomachine pour former une signature courante des performances de ladite turbomachine, on compare la signature courante de ladite turbomachine à une base de données de pannes associant des signatures de référence des performances de ladite turbomachine à des identifiants de panne, la base de données de pannes étant obtenue par simulation de pannes à partir d'un modèle théorique du cycle thermodynamique de ladite turbomachine, et on détermine l'identifiant de panne de ladite turbomachine pour ladite signature courante. La détection des pannes d'une turbomachine peut comporter différents types de surveillances, tels qu'une surveillance mécanique, une surveillance du système d'huile, une surveillance du système carburant, une surveillance de la séquence de démarrage, une surveillance des capteurs et actionneurs du moteur et une surveillance des performances. La présente méthode vise une méthode de détection de pannes par la surveillance des performances dudit moteur, c'est à dire des grandeurs thermodynamiques et mécaniques de ladite turbomachine.40 La base de données de pannes est ainsi obtenue sans recours à des données empiriques qui nécessitent plusieurs milliers d'heures de fonctionnement de la turbomachine. En outre, comme les signatures de référence sont basées sur un modèle théorique précis de la turbomachine, une panne est détectée de manière précise. De préférence, pour former une signature courante des performances de ladite turbomachine, on mesure au moins un paramètre de performance parmi les paramètres suivants : pression, température ou régime de la turbomachine. 10 De préférence, la turbomachine comportant une pluralité de composants, le modèle théorique de ladite turbomachine comporte les définitions des composants de ladite turbomachine et l'état du cycle thermodynamique de la turbomachine associé aux définitions desdits composants. Ainsi, en modifiant la définition d'un composant on peut simuler la panne de son choix et connaître l'état du cycle thermodynamique résultant de la panne. 15 De préférence, une signature de référence de la base de données de pannes est calculée à partir de grandeurs thermodynamiques issues du cycle thermodynamique de la turbomachine défini par le modèle théorique de ladite turbomachine, au moins un composant de la turbomachine étant défini dans le modèle théorique comme étant défectueux pour simuler une panne dont l'identifiant 20 est déterminé. Pour chaque panne simulée du modèle théorique, on peut en déduire les grandeurs thermodynamiques de la turbomachine ce qui permet une détection précise des symptômes d'une panne. De préférence encore, chaque signature de référence de la base de données de pannes correspond à une panne d'un des composants de ladite turbomachine. Le modèle théorique définit de manière précise chaque composant de la turbomachine ce qui permet de connaître l'état de chaque composant du moteur de manière individuelle. 30 Selon un aspect préféré de l'invention, le modèle théorique de la turbomachine correspond à la brochure de la turbomachine. La brochure de la turbomachine, plus connue sous sa dénomination anglaise « performance deck » ou « engine cycle deck », définit le cycle thermodynamique complet de la turbomachine et définit de manière précise chaque composant de la turbomachine. Cette 35 brochure, bien connue de l'homme du métier, permet aux motoristes de tester la turbomachine au cours de sa conception avant la construction d'un prototype. La brochure est propre à chaque turbomachine d'une même famille et d'un même type. Une brochure est classiquement rédigée suivant les normes SAE Aerospace ARP755A et AS681G. 25 La brochure de la turbomachine est disponible dès la conception du moteur ce qui permet de former une base de données de pannes avant que la turbomachine n'ait réalisé ses premiers vols. A l'issue de ces vols, la brochure peut être redéfinie en fonction des essais réalisés en vol afin d'augmenter la précision des simulations issues de la brochure. La méthode de détection de panne peut donc être mise en oeuvre de manière immédiate pour toute nouvelle turbomachine. Selon un aspect de l'invention, les signatures de référence et courante étant chacune définies sous la forme d'un vecteur dans une base orthonormée de grandeurs thermodynamiques de ladite turbomachine, on forme un produit scalaire de la signature courante avec les signatures de référence pour identifier celle qui présente le plus de similarités avec la signature courante et en déduire l'identifiant de panne de ladite turbomachine pour ladite signature courante.. Selon un autre aspect de l'invention, les signatures de référence étant définies pour des conditions standardisées de fonctionnement de la turbomachine, la signature courante mesurée à des conditions courantes de fonctionnement est standardisée auxdites conditions standardisées de fonctionnement à partir du modèle théorique de ladite turbomachine préalablement à sa comparaison à la base de données de pannes. La standardisation de la signature courante à partir du modèle théorique de ladite turbomachine permet de s'affranchir de toute imprécision lors de la standardisation, le fonctionnement de la turbomachine étudié étant ramené à des conditions standardisées (altitude, température, nombre de Mach). Selon un aspect de l'invention, la méthode comporte une étape de construction de la base de données de pannes à partir du modèle théorique de ladite turbomachine, la turbomachine comportant une pluralité de composants et le modèle théorique comportant les définitions des composants de ladite turbomachine et l'état du cycle thermodynamique de ladite turbomachine associé aux définitions desdits composants, étape de construction de la base de données de pannes dans laquelle - on paramètre le modèle théorique en modifiant la définition d'un composant dans le modèle théorique de manière à ce que la turbomachine simule une panne dudit composant, la panne simulée étant identifiée par son identifiant de panne ; - on calcule des grandeurs thermodynamiques issues du cycle thermodynamique de la turbomachine défini par le modèle théorique tel que paramétré ; - on calcule une signature de référence de ladite turbomachine à partir desdites grandeurs thermodynamiques ; et - on associe la signature de référence calculée à l'identifiant de panne dans la base de données de pannes. La base de données de pannes est obtenue de manière rapide en simulant la panne souhaitée pour le composant souhaité.40 L'invention sera mieux comprise à la lecture de la description qui va suivre, donnée uniquement à titre d'exemple, et se référant au dessin annexé sur lequel : - la figure 1 est une représentation schématique des mesures des paramètres de performance d'un turboréacteur d'aéronef pour former une signature courante ; - la figure 2 est une représentation schématique de la comparaison d'une signature courante à une base de données de pannes pour obtenir un identifiant de panne ; - la figure 3 représente schématiquement une signature courante sous la forme d'un vecteur dans une base orthonormée ; - la figure 4 représente schématiquement une pluralité de signatures de référence sous la forme de vecteurs dans la base orthonormée ; - la figure 5 est une représentation schématique de la simulation d'une panne à partir du modèle théorique thermodynamique du turboréacteur pour en déduire une signature de référence ; - la figure 6 est une représentation schématique de la standardisation d'une signature courante à partir du modèle théorique thermodynamique du turboréacteur ; - la figure 7 représente schématiquement une signature courante standardisée sous la forme d'un vecteur dans la base orthonormée ; - la figure 8 représente schématiquement la signature courante standardisée avec la pluralité de signatures de référence dans la base orthonormée ; et - la figure 9 représente le procédé de détection de panne pour la signature courante de la figure 8. L'invention va être présentée pour un turboréacteur d'un aéronef mais l'invention s'applique à tout type de turbomachine tel qu'une turbomachine de production d'électricité. En référence à la figure 1, un turboréacteur 1 pour aéronef comporte de manière classique une pluralité de composants tels qu'une soufflante, un compresseur basse pression, un compresseur haute pression, une chambre de combustion, une turbine haute pression et une turbine basse pression. Pour suivre les performances du turboréacteur 1, une pluralité de capteurs C1-C3 est montée sur le turboréacteur 1 et est reliée à un calculateur 2 qui traite les données mesurées par les capteurs (Figure 1). Dans cet exemple, le calculateur 2 est embarqué sur le turboréacteur 1 afin de réaliser le traitement des données des capteurs C1-C3 au cours du vol. II va de soi que le calculateur 2 pourrait également être déporté du turboréacteur 1, les données mesurées par les capteurs du turboréacteur 1 étant alors soit transmises au calculateur 2 situé au sol pour être traitées directement par le calculateur 2, soit stockées sur une mémoire du turboréacteur 1 pour être traitées ultérieurement par le calculateur 2. Dans une forme de réalisation préférée, les données sont transmises au calculateur 2 au sol par une liaison du type ACARS pour « Aircraft Communication Addressing and Reporting System ». Les capteurs C1-C3 du turboréacteur 1 mesurent, de manière continue ou à intervalles de temps réguliers, des paramètres de performance du turboréacteur 1, c'est-à-dire des grandeurs thermodynamiques et mécaniques du turboréacteur, qui sont, dans cet exemple, la température des gaz d'échappement Q1, le débit du carburant Q2 et le régime du turboréacteur Q3 (Figure 1). Après acquisition des mesures, on forme une signature courante Sc des performances du turboréacteur 1. En utilisant un grand nombre de paramètre thermodynamiques du turboréacteur 1, on forme une signature courant Sc la plus représentative possible de l'état du turboréacteur 1. 10 En référence à la figure 3, la signature courante Sc se présente sous la forme d'un vecteur défini dans une base orthonormée de grandeurs thermodynamiques telles que les températures, les pressions et les régimes de rotations des différents composants du turboréacteur 1. II va de soi que d'autres grandeurs thermodynamiques et mécaniques du turboréacteur pourraient être ajoutées au vecteur de signature afin d'améliorer I'observabilité des composants du turboréacteur. 15 De manière préférée, on utilise l'ensemble des mesures disponibles pour former une signature courante la plus pertinente possible. A titre d'exemple purement théorique, la base orthonormée est tridimensionnelle et est définie par des vecteurs P1,P2,P3 qui correspondent respectivement à la température du compresseur haute 20 pression P1, la pression du compresseur haute pression P2 et la température de la turbine haute pression P3. La signature courante Sc se présentant sous la forme d'un triplet Sc (K1, K2, K3) dans lequel les valeurs K1, K2, K3 se déduisent directement ou par calcul des mesures des paramètres de performance Q1-Q3 par les capteurs C1-C3 du turboréacteur 1. En effet, la connaissance combinée de la température des gaz d'échappement Q1, du débit du carburant Q2 25 et du régime du turboréacteur Q3 permet de calculer ou de déduire la température du compresseur haute pression K1, la pression du compresseur haute pression K2 et la température de la turbine haute pression K3 grâce à l'utilisation d'un modèle théorique thermodynamique du turboréacteur comme cela sera détaillé par la suite. 30 Ainsi, comme représenté sur la figure 3, une signature courante Sc se présente sous la forme d'un vecteur dans une base orthonormée et permet de caractériser l'état thermodynamique du turboréacteur 1. Selon une forme de réalisation préférée, on forme une signature courante Sc pour chaque composant du turboréacteur 1 afin de caractériser ses performances en capacité de débit et de rendement. 35 Pour détecter si la signature courante Sc est saine ou si elle présente les symptômes d'une panne future, la signature courante Sc est comparée à une base de données de pannes 3 comme représenté sur la figure 2.5 Selon l'invention, pour détecter les symptômes d'une panne d'un turboréacteur déterminé, on utilise une base de données de pannes 3, ou base de pannes 3, dans laquelle des signatures de référence Sr, définies pour un turboréacteur du même type que le turboréacteur déterminé, sont associées à un identifiant ID d'une panne du turboréacteur comme représenté sur la figure 2. A titre d'exemple, la base de pannes 3 représentée sur la figure 2 comporte trois signatures de référence Sr1-Sr3 associées à des identifiants de panne ID1-ID3. Ainsi, en comparant la signature courante Sc d'un turboréacteur déterminé 1 aux signatures de référence Sr1-Sr3 de la base de pannes 3, on peut en déduire l'identifiant de la panne ID du turboréacteur et déterminer si une étape de maintenance visant à limiter le risque d'apparition de la panne doit être mise en oeuvre. De manière similaire à la signature courante Sc, chaque signature de référence Sr se présente sous la forme d'un vecteur défini dans une base orthonormée de grandeurs thermodynamiques. De préférence, la signature courante Sc et les signatures de référence Sr sont définies dans la base orthonormée définie précédemment. En référence à la figure 4, trois signatures de référence Sr1-Sr3 sont représentées dans la base orthonormée de la figure 3. En référence à la figure 5, pour former une signature de référence Sr se présentant sous la forme d'un triplet Sr(L1,L2,L3), on utilise un modèle théorique Mth du cycle thermodynamique du turboréacteur 1 pour lequel des pannes du turboréacteur 1 ont été simulées. Le modèle théorique Mth sera présenté plus en détails par la suite. Lors d'une simulation de panne, on crée une panne déterminée (dont l'identifiant de panne ID est connu) de manière artificielle dans le modèle théorique Mth du turboréacteur pour calculer les grandeurs thermodynamiques L1-L3 du turboréacteur 1 lors de la présence de la panne, c'est-à-dire la température du compresseur haute pression L1, la pression du compresseur haute pression L2 et la température de la turbine haute pression L3. Ainsi, grâce aux grandeurs thermodynamiques calculées L1-L3 par connaissance du cycle thermodynamique du turboréacteur 1 défini dans son modèle théorique Mth, on peut en déduire les composantes du vecteur formant la signature de référence Sr. Une fois la signature de référence Sr obtenue, on la stocke dans la base de pannes 3 en l'associant à l'identifiant de panne ID de la panne simulée (Figure 5). En itérant les étapes précédentes, on peut simuler une grande variété et un grand nombre de pannes et donc obtenir un grand nombre de signatures de référence Sr. Grâce au modèle théorique Mth, on peut simuler la panne de son choix et ainsi obtenir des signatures de référence Sr très pertinentes qui permettent d'une part de localiser de manière précise la panne et d'autre part de détecter l'amplitude de la dégradation. A titre d'exemple, une signature de référence Sr peut indiquer précisément que le compresseur haute pression est endommagé et permet de quantifier le niveau de dégradation. Cela présente un grand intérêt par comparaison à une méthode de détection de panne selon l'art antérieur dans laquelle une panne était localisée de manière imprécise. En outre, dans l'art antérieur, l'amplitude de la dégradation liée à la panne était connue de manière approximative ou même inconnue. De manière préférée, une panne concerne un unique composant du turboréacteur ce qui permet lors de la détection de panne de connaître de manière individuelle l'état de chaque composant du turboréacteur. Le modèle théorique Mth du turboréacteur 1 définit l'ensemble des composants du turboréacteur 1 (géométrie, performances aérothermodynamiques, mécanique, etc.) de manière à définir de manière théorique l'état du cycle thermodynamique du turboréacteur 1 associé à la définition desdits composants. Autrement dit, pour un turboréacteur déterminé, on connaît les grandeurs thermodynamiques du turboréacteur (pression, température) au cours du vol de l'aéronef en fonction de la définition des composants du turboréacteur dans le modèle théorique Mth. Ainsi, en modifiant la définition d'un composant du modèle théorique Mth, par exemple en simulant une panne d'un composant, on modifie les grandeurs thermodynamiques du turboréacteur 1 issues du modèle théorique Mth. De préférence, le modèle théorique du turboréacteur Mth se présente sous la forme d'une brochure du turboréacteur, plus connu sous sa dénomination anglaise « performance deck » ou « engine cycle deck », qui définit le cycle thermodynamique complet du turboréacteur et définit de manière précise chaque composant du turboréacteur. Cette brochure, bien connue de l'homme du métier, permet aux motoristes de tester le turboréacteur 1 au cours de sa conception avant la construction d'un prototype. La brochure est propre à chaque turboréacteur d'une même famille et d'un même type. Une brochure est classiquement rédigée suivant les normes SAE Aerospace ARP755A et AS681G. Etant donné que la brochure du turboréacteur est disponible avant le premier vol du turboréacteur, il n'est pas nécessaire d'accumuler des heures de vol pour former la base de pannes 3. Cela est avantageux d'une part pour les turboréacteurs dont la conception est nouvelle mais également pour les évolutions des turboréacteurs existants. L'invention est présentée par la suite pour une base de pannes 3 obtenue au moyen de la brochure du turboréacteur mais il va de soi que d'autres modèles théoriques Mth pourraient 30 également convenir. De préférence, la base de pannes 3 est définie pour un turboréacteur fonctionnant dans des conditions standardisés. A titre d'exemple, les conditions standardisées sont définies pour un vol du turboréacteur à 35 000 pieds, pour une température de 247K et pour une vitesse de l'ordre de 35 0,8 Mach. II va de soi que les conditions standardisées peuvent varier selon les applications. Pour détecter une panne du turboréacteur 1, la signature courante Sc du turboréacteur est comparée aux signatures de référence Sr de la base de pannes 3. Afin de réaliser une comparaison pertinente, la signature courante Sc est standardisée. En effet, la signature courante 40 Sc résulte de mesures réalisées à des conditions courantes D alors que le turboréacteur 1 est monté sur un aéronef volant à des altitudes diverses, à des vitesses diverses et pour des températures ambiantes diverses. Les grandeurs thermodynamiques K1-K3 du turboréacteur 1 mesurées dans des conditions courantes D (non standardisées) doivent donc être standardisées préalablement à la comparaison. A cet effet, on utilise le modèle théorique Mth du turboréacteur 1, de préférence la brochure du turboréacteur 1, afin de calculer des grandeurs thermodynamiques standardisées K1*, K2*, K3* de la signature courante standardisée Sc* comme représenté sur la figure 6. Pour ce faire, on utilise les conditions courantes D de fonctionnement du turboréacteur 1 pour paramétrer le modèle théorique du turboréacteur 1 selon les conditions courantes Mthp. Les conditions courantes D du turboréacteur (vitesse, altitude, température ambiante) sont ici mesurées par des capteurs reliés au calculateur 2. Après paramétrage du modèle théorique Mthp, on fixe les grandeurs thermodynamiques du cycle thermodynamique du modèle théorique courant Mthp en utilisant les grandeurs thermodynamiques K1-K3 du turboréacteur 1 de la signature courante Sc. Grâce au modèle théorique Mthp, on obtient ainsi une représentation complète du cycle thermodynamique courant du turboréacteur 1 auxdites conditions courantes D. Ensuite, on paramètre le modèle théorique Mthp selon les conditions standardisées de fonctionnement MthN de manière à faire évoluer le cycle thermodynamique courant et ainsi obtenir les grandeurs thermodynamiques K1*, K2*, K3* auxdites conditions standardisées comme représenté sur la figure 6. Le paramétrage du modèle théorique MthN aux conditions standardisées est de préférence réalisé par itération en faisant évoluer le modèle théorique des conditions courantes vers les conditions standardisées de fonctionnement. Après standardisation, on obtient une signature courante standardisée Sc* (Figure 7) qui peut être comparée aux signatures de référence Sr de la base de pannes 3. Pour identifier la signature de référence Sr qui présente le plus de similarités avec la signature courante standardisée Sc*, on réalise un produit scalaire entre la signature courante standardisée Sc* et les signatures de référence Sr de la base de pannes 3 comme représenté sur la figure 8. Etant donné que toutes les signatures sont définies dans une même base orthonormée, le produit scalaire ne présente pas de difficulté. Une fois la signature de référence Sr déterminée dans la base de pannes 3, il suffit de lire l'identifiant de panne ID associé à ladite signature de référence Sr pour connaître quel type de panne peut présenter le turboréacteur 1 et l'amplitude de la dégradation de la panne. En référence à la figure 8, la signature courante standardisée Sc* présente le plus de similarités avec la signature de référence Sr2. En référence à la figure 9, par lecture de la base de pannes 3, on en déduit que la panne du turboréacteur 1 est celle possédant l'identifiant ID2 et qui correspond, à titre d'exemple, à un léger défaut du compresseur haute pression. On peut ainsi estimer de manière précise le temps avant que le compresseur haute pression soit déposé au cours d'une étape de maintenance. Toute étape de maintenance superflue est ainsi évitée. De manière préférée, les résultats de la comparaison peuvent être affichés sous forme d'une représentation graphique permettant à un opérateur de visualiser de manière rapide et précise la localisation et l'amplitude de la dégradation des pannes détectées sur le turboréacteur 1. En outre, la qualité de la comparaison entre la signature courante Sc et les signatures de référence Sr de la base pannes 3 permet de détecter de manière pertinente une panne avec un nombre restreint de capteurs C1-C3 liés au calculateur 2 ce qui est très avantageux. Lorsque la base de pannes 3 comporte des signatures de référence Sr propres à uniquement un composant du turboréacteur, on peut identifier de manière individuelle les composants à remplacer. De manière avantageuse, grâce à la base de pannes, on localise et détecte une panne avec précision par analyse des mesures de performance du moteur. La localisation et la gravité de la panne sont connues de manière précise pour tout type de turboréacteur, indépendamment du nombre d'heures de vol dudit turboréacteur. Une telle détection de pannes est donc particulièrement avantageuse pour des moteurs de conception nouvelle et des évolutions de moteurs existants. Par ailleurs, on peut suivre dans le temps les dégradations d'un turboréacteur afin de déterminer à 20 quel instant une maintenance doit être mise en oeuvre. On peut ainsi calculer la période de temps avant une dépose impérative du turboréacteur. REVENDICATIONS1. Méthode de détection de panne pour une turbomachine (1) par surveillance des performances de ladite turbomachine (1), méthode dans laquelle : - on mesure au moins un paramètre (Q1-Q3) de performance de la turbomachine (1) pour former une signature courante (Sc) des performances de ladite turbomachine (1) - on compare la signature courante (Sc) de ladite turbomachine (1) à une base de données de pannes (3) associant des signatures de référence (Sr) des performances de ladite turbomachine (1) à des identifiants de panne (ID), la base de données de pannes (3) étant obtenue par simulation de pannes à partir d'un modèle théorique (Mth) du cycle thermodynamique de ladite turbomachine (1) ; et - on détermine l'identifiant de panne (ID) de ladite turbomachine (1) pour ladite signature courante (Sc). 2. Méthode selon la revendication 1, dans laquelle, la turbomachine (1) comportant une pluralité de composants, le modèle théorique (Mth) de ladite turbomachine (1) comporte les définitions des composants de ladite turbomachine (1) et l'état du cycle thermodynamique de la turbomachine (1) associé aux définitions desdits composants. 20 3. Méthode selon la revendication 2, dans laquelle, une signature de référence (Sr) de la base de données de pannes (3) est calculée à partir de grandeurs thermodynamiques (L1-L3) issues du cycle thermodynamique de la turbomachine (1) défini par le modèle théorique (Mth) de ladite turbomachine (1), au moins un composant de la turbomachine (1) 25 étant défini dans le modèle théorique (Mth) comme étant défectueux pour simuler une panne dont l'identifiant (ID) est déterminé. 4. Méthode selon l'une des revendications 2 à 3, dans laquelle, chaque signature de référence (Sr) de la base de données de pannes (3) correspond à une panne d'un des 30 composants de ladite turbomachine (1). 5. Méthode selon l'une des revendications 1 à 4, dans laquelle, le modèle théorique (Mth) de la turbomachine (1) correspond à la brochure de la turbomachine (1). 35 6. Méthode selon l'une des revendications 1 à 5, dans laquelle, les signatures de référence (Sri, Sr3, Sr3) et courante (Sc) étant chacune définies sous la forme d'un vecteur dans une base orthonormée de grandeurs thermodynamiques (P1-P3) de ladite turbomachine (1), on forme un produit scalaire de la signature courante (Sc) avec les signatures de référence (Sri, Sr3, Sr3) pour identifier celle qui présente le plus de similarités avec la 15signature courante (Sc) et en déduire l'identifiant de panne (ID) de ladite turbomachine (1) pour ladite signature courante (Sc). 7. Méthode selon l'une des revendications 1 à 6, dans laquelle, les signatures de référence (Sr) étant définies pour des conditions standardisées de fonctionnement de la turbomachine (1), la signature courante (Sc) mesurée à des conditions courantes de fonctionnement (D) est standardisée auxdites conditions standardisées de fonctionnement à partir du modèle théorique (Mth) de ladite turbomachine (1) préalablement à sa comparaison à la base de données de pannes (3). 8. Méthode selon les revendications 1 à 7, comportant une étape de construction de la base de données de pannes (3) à partir du modèle théorique (Mth) de ladite turbomachine (1), la turbomachine (1) comportant une pluralité de composants et le modèle théorique (Mth) comportant les définitions des composants de ladite turbomachine (1) et l'état du cycle thermodynamique de ladite turbomachine (1) associé aux définitions desdits composants, étape de construction de la base de données de pannes (3) dans laquelle : - on paramètre le modèle théorique (Mth) en modifiant la définition d'un composant de la turbomachine dans le modèle théorique (Mth) de manière à ce que la turbomachine (1) simule une panne dudit composant, la panne simulée étant identifiée par son identifiant de panne (ID) ; - on calcule des grandeurs thermodynamiques (L1-L3) issues du cycle thermodynamique de la turbomachine (1) défini par le modèle théorique (Mth) tel que paramétré ; - on calcule une signature de référence (Sr) de ladite turbomachine (1) à partir desdites grandeurs thermodynamiques (L1-L3) ; et - on associe la signature de référence calculée (Sr) à l'identifiant de panne (ID) dans la base de données de pannes (3).