Brevet FR2990192A1 — publié le 20131108

La présente invention concerne le test de fonctions dans des environnements complexes et plus particulièrement un procédé de test de systèmes embarqués dans un aéronef en configuration opérationnelle, notamment d'une fonction faisant appel à plusieurs éléments. La sûreté des aéronefs est un souci majeur des constructeurs qui 10 disposent de nombreux outils pour effectuer des simulations et des tests des différents éléments mis en oeuvre, notamment des éléments électriques et hydrauliques, ainsi que des interactions entre ces éléments. Lors de la conception d'un aéronef, des modèles informatiques sont désormais de plus en plus utilisés. La précision et donc la complexité de ces 15 modèles évoluent au fur et à mesure du développement de l'aéronef. Après validation de ces modèles, un premier prototype est généralement construit pour effectuer de nouveaux tests, valider le développement et certifier l'aéronef. Des essais au sol sont réalisés avant les premiers vols. Ainsi, pour valider l'intégration d'éléments réels d'un aéronef, des 20 tests peuvent être effectués sur celui-ci lorsqu'il est en configuration de vol, avant les premiers vols. Des outils de test permettent de recréer des conditions permettant de simuler des conditions particulières de vol en soumettant les capteurs de l'aéronef à des stimuli appropriés. Lorsque les tests au sol sont validés, des essais en vol peuvent être réalisés. 25 Par ailleurs, durant la vie d'un aéronef ou d'un modèle d'aéronefs des éléments de celui-ci évoluent pour corriger des erreurs qui n'avaient pas été détectées auparavant, pour offrir de nouvelles fonctionnalités et/ou à des fins de certification. Ces éléments doivent alors être testés avant que ces éléments puissent être exploités dans un aéronef. En outre, il est souvent 30 nécessaire d'effectuer de nouveaux tests d'éléments lorsque des événements particuliers interviennent sur un aéronef afin d'en comprendre les causes et les conséquences. A ces fins, pour valider des modifications apportées à un aéronef ou comprendre certains phénomènes observés, des reproductions partielles d'aéronefs peuvent être utilisées. De telles reproductions, par exemple les « iron bird », mettent en oeuvre des éléments réels des aéronefs, par exemple des calculateurs et des actionneurs, sans toutefois reproduire l'ensemble des éléments, tels que la voilure, ni les éléments ne pouvant être mis en oeuvre de façon réaliste, par exemple les moteurs. Ces systèmes permettent de tester chaque fonction d'un aéronef, par exemple la fonction hydraulique permettant de commander des actionneurs. Il est observé que, bien que cette fonction soit indirectement liée aux moteurs qui génèrent l'énergie, elle peut être testée en utilisant des pompes entraînées par des groupes électriques de laboratoire à la place de pompes entraînées par des moteurs de l'aéronef. Ainsi, la fonction hydraulique peut être testée indépendamment de la fonction moteur de l'aéronef. La figure 1 illustre schématiquement une reproduction partielle d'un aéronef, l'iron bird, permettant de tester certaines fonctionnalités de ce dernier. Comme illustré, l'iron bird 100 est ici relié à un cockpit 105 de simulation. Les éléments réels du cockpit de simulation et de l'iron bird sont, de préférence, reliés entre eux par des câblages identiques à ceux de l'aéronef. Cependant, si certains éléments non présents sur ces installations ont des interfaces avec des éléments réels, il est nécessaire de simuler ces équipements à l'aide d'interfaces électroniques et de modèles temps réel. En outre, de telles interfaces électroniques permettent l'acquisition en temps réels de signaux afin de contrôler l'exécution de tests et vérifier le fonctionnement des éléments réels pour, de proche en proche, valider le fonctionnement de l'ensemble du système selon des spécifications. Le câblage et les interfaces électroniques reliant des éléments réels du cockpit de simulation et de l'iron bird sont ici référencés 110. L'iron bird 100 comprend notamment des actionneurs 115, par 30 exemple des actionneurs hydrauliques de commande de volets, un réseau de communication 120 permettant le transfert de données pour commander, en particulier, les actionneurs 115, un réseau électrique 125 pour alimenter les éléments électriques et électroniques de l'iron bird, par exemple des capteurs 130 dont les données sont transmises par le réseau de communication 120, un réseau hydraulique 135 pour alimenter, en particulier, les actionneurs 105, ainsi que des sources électriques 140 et hydrauliques 145. Ces sources simulent les pompes et les générateurs de l'aéronef. Le câblage et les interfaces électroniques 110 permettent ainsi de tester des éléments de l'iron bird 100 selon des scénarii prédéterminés et/ou des commandes issues du simulateur de cockpit 105. Cependant, ces reproductions ou iron birds ont un coût non négligeable en termes d'espace occupé et de maintenance, notamment en raison du fait que les constructeurs proposent souvent de nombreux modèles d'aéronefs et que la durée de vie d'un aéronef est généralement supérieure à 20 ou 30 ans. Par ailleurs, les systèmes étant, en principe, de plus en plus 15 éprouvés au cours du temps, il y a de moins en moins de tests à effectuer, les activités restantes étant alors essentiellement liées à des obsolescences et à l'analyse d'événements rencontrés en vol. Ce volume d'activités restantes est donc bien moins important que celui lié aux phases de développement de l'aéronef. En d'autres termes, beaucoup d'essais sont effectués sur des 20 reproductions d'un aéronef avant son premier vol et beaucoup d'essais sont réalisés sur des reproductions d'un aéronef et sur des prototypes durant sa phase de certification alors que beaucoup moins d'essais sont ensuite réalisés, d'autant moins après quelques années lorsque les problèmes initiaux sont résolus. 25 L'invention permet de résoudre au moins un des problèmes exposés précédemment. L'invention a ainsi pour objet un procédé de test d'au moins une première fonction avionique d'un aéronef indépendamment d'au moins une seconde fonction avionique dudit aéronef, lesdites au moins une première et 30 une seconde fonctions avioniques étant distinctes et directement ou indirectement liées, ledit aéronef étant en configuration opérationnelle, le procédé comprend les étapes suivantes, - personnalisation dudit aéronef, ladite personnalisation permettant la simulation du comportement d'au moins un premier élément réel dudit aéronef ; - simulation du comportement dudit au moins un premier élément réel dudit aéronef, ledit au moins un premier élément réel étant mis en oeuvre par ladite au moins une première fonction ; - activation d'au moins un second élément réel dudit aéronef, ledit au moins un second élément réel étant mis en oeuvre par ladite au moins une première fonction ; et, - test de ladite au moins une première fonction. Le procédé selon l'invention permet ainsi de tester une fonction avionique d'un aéronef, mettant en oeuvre d'autres fonctions, sans nécessiter une reproduction de l'aéronef, de type iron bird, les autres fonctions étant celles d'un aéronef en configuration opérationnelle, personnalisé pour les besoins des tests. Ainsi, au cours de l'exploitation d'un aéronef, il est possible d'effectuer des tests particuliers de fonctions avioniques sans conserver une reproduction de l'aéronef. Le procédé selon l'invention permet donc d'éviter la maintenance de reproductions d'aéronefs et, par conséquent, de supprimer les coûts associés. Selon un mode de réalisation particulier, ladite au moins une première fonction est une fonction hydraulique. Ladite étape de personnalisation comprend, de préférence, une étape de déconnexion dudit au moins un premier élément réel dudit aéronef et de connexion d'au moins un élément simulant ledit au moins un premier élément réel. De façon avantageuse, le procédé comprend en outre une étape de connexion d'un dispositif de simulation d'incidents permettant d'accroître le périmètre de tests de la fonction avionique testée. Toujours selon un mode de réalisation particulier, ladite au moins une seconde fonction est une fonction électrique ou électronique. Ladite étape de personnalisation comprend en outre, de préférence, une étape de déconnexion d'au moins un élément réel mis en oeuvre par ladite au moins une seconde fonction et, avantageusement, une étape de connexion d'un module d'adaptation, ledit module d'adaptation étant connecté à la place dudit au moins un élément réel mis en oeuvre par ladite au moins une seconde fonction, ledit module d'adaptation étant en outre connecté à un élément simulant un élément mis en oeuvre par ladite au moins une seconde fonction et/ou au moins un outil de test. De façon avantageuse, le procédé comprend en outre une étape de connexion d'un module d'adaptation, connecté à un élément simulant un élément mis en oeuvre par ladite au moins une seconde fonction et/ou au moins un outil de test, entre un connecteur configuré pour recevoir un élément mis en oeuvre par ladite au moins une seconde fonction et ledit élément réel prévu pour être connecté audit connecteur. Le procédé comprend en outre, de préférence, une étape de configuration dudit module d'adaptation connecté audit connecteur. Toujours selon un mode de réalisation particulier, le procédé comprend en outre une étape de reconfiguration dudit aéronef pour reconfigurer ledit aéronef dans la configuration dans laquelle il était avant ladite étape de personnalisation. L'aéronef utilisé pour effectuer des tests est alors à nouveau opérationnel. D'autres avantages, buts et caractéristiques de la présente invention ressortent de la description détaillée qui suit, faite à titre d'exemple non limitatif, au regard des dessins annexés dans lesquels : - la figure 1 illustre schématiquement une reproduction partielle d'un aéronef ou iron bird permettant de tester des éléments réels d'un aéronef ; - la figure 2 illustre schématiquement l'architecture de l'ATA 24 d'un 25 aéronef, reconfigurée pour permettre de tester, par exemple, des éléments réels de l'ATA 29 de l'aéronef conformément à l'invention ; - la figure 3 illustre schématiquement l'architecture des ATAs 27, 29 et 32 d'un aéronef, reconfigurée pour permettre de tester, par exemple, des éléments réels de l'ATA 29 de l'aéronef conformément à l'invention ; 30 - la figure 4 illustre certaines étapes d'un exemple d'algorithme pour tester une première fonction avionique d'un aéronef, à partir d'un aéronef en configuration opérationnelle, indépendamment d'une seconde fonction avionique de l'aéronef, ces fonctions étant distinctes et directement ou indirectement liées ; - la figure 5, comprenant les figures 5a et 5b, illustre la personnalisation d'un aéronef opérationnel pour permettre, par exemple, l'exécution de tests de l'ATA 29; - la figure 6, comprenant les figures 6a, 6b et 6c, illustre deux modes de connexion d'éléments électriques et électroniques simulés et/ou d'outils de test, dans un aéronef, pour effectuer des tests conformément à l'invention ; - la figure 7 illustre un exemple d'adaptateur électrique représenté sur les figures 6b et 6c; et, - la figure 8 illustre plus précisément la connexion d'éléments réels de l'aéronef, testés, à une simulation, via un câblage de l'aéronef et un adaptateur, pour effectuer des tests de l'aéronef conformément à l'invention. De façon générale, l'invention vise à utiliser des éléments réels d'un aéronef, en configuration opérationnelle, c'est-à-dire dans une configuration permettant son exploitation réelle, et des éléments simulés pour effectuer des tests d'éléments réels de l'aéronef. De tels tests permettent notamment de valider des modifications apportées à ces éléments, analyser le comportement de ces éléments dans des circonstances particulières et/ou certifier l'intégration de ces éléments dans un aéronef sans nécessiter une reproduction de l'aéronef, de type iron bird. A ces fins, un aéronef opérationnel est utilisé après avoir été personnalisé pour les besoins des tests effectués. A titre d'illustration, les tests effectués peuvent concerner l'hydraulique. Il peut s'agir, par exemple, de tests de maintenance, de risque ou d'étude tels que l'étude de comportement en cas de fuites ou en cas d'élévation de température. Selon le niveau d'intégration d'éléments réels désiré et selon la classification ATA (l'ATA, sigle d'Air Transport Association, est un organisme international de normalisation ayant établi une classification par chapitres ATA utilisés pour identifier des parties fonctionnelles d'un aéronef de façon standardisée), les ATA concernés sont ici l'ATA 29 (systèmes testés), l'ATA 24 (source de puissance électrique), l'ATA 27 (commandes de vol, principaux consommateurs hydrauliques) et ATA 32 (train d'atterrissage). Concernant l'ATA 29 et selon un mode de réalisation particulier, les trois circuits du système hydraulique d'un aéronef sont utilisés pour conduire les tests. Ces circuits sont liés aux trois sources de puissance hydraulique disponibles à bord d'un aéronef : - les pompes hydrauliques liées aux moteurs de l'aéronef, aussi appelées EDP (sigle d'Engine Driven Pump en terminologie anglo-saxonne). Leur utilisation est ici remplacée par celle de pompes de laboratoire, aussi appelées laboratory EDP en terminologie anglo-saxonne, c'est-à-dire des EDP non qualifiées pour des vols. Elles sont entraînées par des groupes électriques spécifiques ; - une source de secours, appelée RAT (acronyme de Ram Air Turbine en terminologie anglo-saxonne), remplacée ici par une source de 15 secours de laboratoire, appelée laboratory RAT, entraînée par un groupe électrique spécifique ; et, - des pompes électriques. De façon avantageuse, une unité de surveillance du système hydraulique, ou HSMU (sigle d'Hydraulic System Monitoring Unit en 20 terminologie anglo-saxonne), c'est-à-dire une unité de surveillance de laboratoire, non qualifiée pour des vols, remplace l'unité de surveillance de l'aéronef. Cependant, le panneau de contrôle intégré (ICP, sigle d'Integrated Control Panel en terminologie anglo-saxonne) utilisé pour effectuer les tests est, de préférence, le panneau de contrôle intégré réel de l'ATA 29. 25 Il est observé que pour tester l'intégration d'éléments de l'ATA 29, une source de puissance électrique est nécessaire. En outre, certains tests de l'ATA 29, notamment des tests de pannes moteur, requièrent une reconfiguration des éléments de l'ATA 24. Pour répondre à ces besoins, il est possible d'utiliser le réseau 30 électrique de l'ATA 24, en particulier des centres de puissance, des calculateurs et des convertisseurs AC/DC (sigle d'Altemating Current / Direct Current en terminologie anglo-saxonne). Concernant les sources électriques, lorsqu'une représentativité de l'ATA 24 n'est pas requise, il est possible de leurrer le système ATA 24 en utilisant une source électrique extérieure, que l'aéronef soit considéré, dans les tests, au sol ou en vol. Alternativement, si une représentativité de l'ATA 24 est requise, il est possible de simuler des générateurs d'un aéronef, aussi appelés IDG (sigle d'Integrated Drive Generator en terminologie anglo-saxonne), à partir d'une source extérieure. Concernant les consommateurs hydrauliques, les CSMG (sigle de Constant Speed Motor/Generator en terminologie anglo-saxonne) de l'aéronef doivent être disponibles et chargés comme ils le sont dans l'aéronef, en tenant compte des éléments électriques non mis en oeuvre dans les tests. La figure 2 illustre schématiquement l'architecture de l'ATA 24 d'un aéronef, reconfigurée pour permettre de tester, par exemple, des éléments réels de l'ATA 29 de l'aéronef. Elle pourrait également être utilisée pour tester d'autres ATA, par exemple l'ATA 24 lui-même ou l'ATA 27.Les éléments représentés dans des rectangles sont des éléments réels de l'aéronef, mis en oeuvre pour tester des éléments de l'ATA 29, les éléments représentés dans des ovales sont des éléments simulés et les éléments représentés dans des octogones ne sont pas utilisés. Comme illustré, des éléments de l'ATA 24, référencés ici 200, utilisés pour tester des éléments de l'ATA 29, sont connectés à d'autres éléments de l'ATA 24, référencés 205, tels que l'ELMU (sigle d'Electrical Load Management Unit en terminologie anglo-saxonne) et le CBMU (sigle de Circuit Breaker Monitoring Unit en terminologie anglo-saxonne), qui ne sont pas utilisés pour tester des éléments de l'ATA 29. Cependant, les éléments 205 ne sont ni utilisés, ni simulés. Les éléments 200 sont également connectés à des unités 210 de gestion des connexions électriques (ECMU, sigle d'Electrical Contactor Management Unit en terminologie anglo-saxonne) ainsi qu'à des générateurs électriques IDG, référencés 215-1 à 215-4, et CSMG, référencé 220, contrôlés par des unités de contrôle de générateur (GCU, sigle de Generator Control Unit en terminologie anglo-saxonne), référencées 225-1 à 225-5. Les éléments 200 sont également reliés à une source auxiliaire 230, aussi appelée APU (sigle d'Auxiliary Power Source en terminologie anglo-saxonne), contrôlée par l'unité de contrôle du groupe auxiliaire (GAPCU, sigle de Ground and Auxiliaty Power Control Unit en terminologie anglo-saxonne), référencée 235. Ils sont également connectés aux sources de puissances extérieures A et B, notées Ext P (sigle d'Externat Power en terminologie anglo-saxonne) référencées 240-1 et 240-2. Le CSMG 220 est entraîné par la RAT de laboratoire 245 qui, comme les sources IDGs 215-1 à 215-4 et APU 230, est contrôlée par un serveur de simulation 250. Comme illustré, les IDGs 215-1 à 215-4, l'APU 230 et la RAT 245 ne sont pas des éléments réels de l'aéronef mais des éléments les simulant. L'architecture de l'ATA 24 représenté sur la figure 2 permet ainsi de tester des éléments de l'ATA 29 dans des conditions proches de la réalité sans nécessiter une reproduction d'un aéronef ou un iron bird, les éléments réels d'un aéronef en configuration opérationnelle et personnalisé étant utilisés. La figure 3 illustre schématiquement l'architecture des ATAs 27, 29 et 32 d'un aéronef, reconfigurée pour permettre de tester, par exemple, des éléments réels de l'ATA 29 de l'aéronef. Les éléments représentés dans des rectangles sont des éléments réels de l'aéronef, mis en oeuvre pour tester des éléments de l'ATA 29, les éléments représentés dans des ovales sont des éléments simulés et les éléments représentés dans des octogones sont des éléments réels ou simulés. Les éléments référencés 300 représentent ici des éléments de l'ATA 27 d'un aéronef. Ils comprennent, en particulier, un SFCC (sigle de Slat Flap Control Computer en terminologie anglo-saxonne), un FCPC (sigle de Flight Control Primary Computer en terminologie anglo-saxonne), un FCDC (sigle de Flight Control Data Concentrator en terminologie anglo-saxonne), un FCSC (sigle de Flight Control Secondary Computer en terminologie anglo-saxonne), un THS (sigle de Trimmable Horizontal Stabilizer en terminologie anglo-saxonne) et un BCM (sigle de Backup Control Module en terminologie anglo- saxonne) ainsi que des commandes. Ces éléments sont reliés à un panneau de contrôle (ICP) 305. Les éléments référencés 310 représentent ici des éléments de l'ATA 29. Ils comprennent notamment l'unité de surveillance 315 du système hydraulique (HSMU) ainsi que le système hydraulique référencé 320 de façon globale. Ce sont les éléments de ce système qui sont ici testés. Ces éléments sont reliés à un panneau de contrôle (ICP) 325. Les éléments référencés 330 représentent ici des éléments de l'ATA 32. Ils comprennent notamment un LGCIU (sigle de Landing Gear Control and 10 Interface Unit en terminologie anglo-saxonne) et un BSCU (sigle de Braking and Steering Control Unit en terminologie anglo-saxonne). Enfin, une plateforme de simulation 335 est utilisée pour simuler certains éléments de l'aéronef et tester des éléments de l'ATA 29. Cette plateforme comprend notamment un module de calcul aérodynamique pour 15 déterminer le comportement de l'aéronef, un module de contrôle des moteurs (FADEC, sigle de Full Authority Digital Engine Control en terminologie anglo-saxonne) et un module de centrale inertielle (ADIRS, sigle d'Air Data / Inertial Reference System en terminologie anglo-saxonne). La plateforme comprend en outre, de préférence, un module de gestion d'instruments de vol (EFIS, sigle 20 d'Electronic Flight Instrument System en terminologie anglo-saxonne), un module de gestion d'alertes (ECAM, sigle d'Electronic Centralized Aircraft Monitoring en terminologie anglo-saxonne) et un module de maintenance (CMC, sigle de Central Maintenance Computer en terminologie anglo-saxonne). Les architectures illustrées sur les figures 2 et 3 peuvent être mises 25 en oeuvre dans un aéronef en configuration opérationnelle pour tester des éléments de l'ATA 29. Naturellement, des configurations similaires peuvent être mises en oeuvre pour tester d'autres éléments de l'aéronef. A ces fins, l'aéronef est personnalisé pour permettre la simulation de certains de ces éléments et l'exécution de tests. 30 La figure 4 illustre certaines étapes d'un exemple d'algorithme pour tester une première fonction avionique d'un aéronef, à partir d'un aéronef en configuration opérationnelle, indépendamment d'une seconde fonction avionique de l'aéronef, ces fonctions étant distinctes et directement ou indirectement liées. Comme illustré, une première étape (étape 400) a ici pour objet la personnalisation de l'aéronef. Cette étape a notamment pour objet de relier des éléments de laboratoire et/ou des éléments simulés à l'aéronef afin de remplacer des éléments réels de ce dernier. A ces fins, les connexions entre les éléments réels sont modifiées de telle sorte que les éléments de laboratoire et/ou les éléments simulés utilisés interagissent avec des éléments réels de l'aéronef à la place des éléments réels correspondants non utilisés. Ainsi, à titre d'illustration, le circuit d'alimentation électrique relié à la RAT peut notamment être déconnecté pour être connecté à la RAT de laboratoire. Dans une étape suivante (étape 405), la simulation de certains éléments de l'aéronef est lancée. Il est observé ici que les éléments simulés peuvent mettre en oeuvre des éléments réels de l'aéronef ou des éléments de test spécifiquement connectés à l'aéronef lors de l'étape précédente. Ainsi, à titre d'illustration, le comportement d'un calculateur peut être simulé dans un autre calculateur de l'aéronef ou être simulé dans un ordinateur préalablement connecté à l'aéronef. Parallèlement, les éléments réels de l'aéronef utilisés pour effectuer les tests à réaliser sont activés (étape 410). La liste de ces éléments est, de préférence, prédéterminée selon la nature des tests à effectuer. Il est également possible, en particulier, d'activer tous les éléments réels liés à des fonctions à tester ou tous les éléments de l'aéronef, à l'exception des éléments simulés. L'activation des éléments réels peut être réalisée par un opérateur ou de façon automatique selon une liste d'éléments réels à activer et une séquence prédéterminée. Bien que les étapes 405 et 410 soient ici réalisées de façon parallèle, 30 elles peuvent également être réalisées de façon séquentielle, dans un ordre ou dans un autre. Lorsque la simulation des éléments réels non utilisés de l'aéronef, nécessaires à l'exécution des tests, est lancée et lorsque les éléments réels de l'aéronef, également nécessaires à l'exécution des tests, sont activés, le premier test est exécuté (étape 415). Il convient de noter ici que les tests exécutés peuvent être des tests standard d'éléments réels d'aéronef ou des tests particuliers prenant en compte la présence d'éléments simulés. Lorsqu'un test a été effectué, il est vérifié si d'autres tests doivent être exécutés (étape 420). Dans l'affirmative, la configuration de test de l'aéronef est comparée à celle nécessaire à l'exécution du prochain test à exécuter (étape 425). S'il n'est pas nécessaire de changer la configuration de l'aéronef, le prochain test est exécuté comme décrit précédemment (étape 420). Si, au contraire, il est nécessaire de modifier la configuration de l'aéronef, les étapes de lancement d'exécution de simulation d'éléments et/ou d'activation de composants réels (étapes 405 et 410) sont répétées avant l'exécution du prochain test (étape 415), comme illustré sur la figure 4. Si aucun autre test ne doit être effectué, l'aéronef est reconfiguré dans sa configuration initiale (étape 430). A ces fins, la simulation d'éléments est arrêtée, des composants réels peuvent être désactivés et les connexions modifiées lors de la personnalisation de l'aéronef sont replacées dans leur état initial. Il est observé que, de façon avantageuse, les tests sont ordonnés selon la configuration de l'aéronef nécessaire à leur exécution afin de limiter le nombre de changement de configuration de l'aéronef. Par ailleurs, il est rappelé ici que lors des essais au sol réalisés avant les premiers vols, les éléments réels de l'aéronef sont généralement mis en oeuvre pour permettre aux tests d'être effectués dans les conditions les plus réalistes possibles. Ainsi, généralement, lors des essais au sol avant les premiers vols, les moteurs de l'aéronef sont mis en route et utilisés pour générer la puissance électrique et hydraulique requise par l'aéronef. Par conséquent, les sources hydrauliques et électriques sont celles, réelles, de l'aéronef. Cependant, les limites de fonctionnement d'un moteur au sol, c'est-à-dire à puissance réduite, ne permettent pas de tester de façon réelle les circuits, notamment électriques et hydrauliques, dont les sources sont intrinsèquement liées aux moteurs. Ainsi, la personnalisation de l'aéronef peut notamment comprendre le démontage de connexions entre les sources d'énergie et le circuit d'alimentation afin de court-circuiter ces sources avec des sources extérieures. La figure 5a illustre la personnalisation d'un aéronef opérationnel pour permettre, par exemple, l'exécution de tests de l'ATA 29. Plus précisément, la figure 5a illustre comment une pompe hydraulique 505 couplée à un réacteur 500 d'aéronef est simulée pour effectuer de tels tests. Comme représenté schématiquement, l'arbre de la pompe EDP 505 est relié au réacteur 500 de telle sorte que la rotation de l'arbre de la turbine du réacteur entraîne celui de la pompe. Cette dernière est reliée à un circuit hydraulique. La pompe 505 comprend notamment une entrée basse pression, reliée à un circuit basse pression représenté schématiquement par la référence 510, une sortie haute pression, reliée à un circuit haute pression représenté schématiquement par la référence 515, et une entrée de décharge (CD, sigle de Compressor Discharge en terminologie anglo-saxonne), reliée à un circuit de décharge représenté schématiquement par la référence 520. Lors de la personnalisation de l'aéronef, les circuits basse pression, haute pression et de décharge sont déconnectés de la pompe 505 pour être reliées aux entrées et sortie d'une pompe EDP de laboratoire, référencée ici 525. L'entraînement de cette dernière est ici réalisé par un moteur électrique 530. Les pompes 505 et 525 ont, de préférence, des caractéristiques similaires vis-à-vis des circuits hydrauliques de l'aéronef. Les circuits 510, 515 et 520 sont avantageusement connectés aux entrées/sortie correspondantes de la pompe 525 par des flexibles 535. Il est possible, lors de la personnalisation de l'aéronef, de connecter des dispositifs particuliers pour simuler des incidents. Ainsi, à titre d'illustration, il est possible de relier les circuits basse et haute pression l'un à l'autre via un dispositif 540 permettant, avantageusement, de contrôler le flux entre ces circuits comme illustré sur la figure 5b. Ce dispositif est ici connecté entre les circuits de l'aéronef et la pompe 525 à l'aide des flexibles 535. De façon similaire, des éléments électriques et électroniques peuvent être déconnectés et remplacés par des éléments simulés permettant d'effectuer des tests. La figure 6, comprenant les figures 6a, 6b et 6c, illustre deux modes de connexion d'éléments électriques et électroniques simulés et/ou d'outils de test, dans un aéronef, pour effectuer des tests conformément à l'invention. La figure 6a illustre schématiquement une portion de câblage 600, dans un aéronef, entre une unité inertielle 605, ou ADIRU (sigle d'Air Data Inertial Reference Unit en terminologie anglo-saxonne), deux unités de gestion électrique 610-1 et 610-2, ou ECMU et une unité de contrôle de charge 615, ou BCL (sigle de Battery Charge Limiter en terminologie anglo-saxonne). Chaque élément est ici placé dans un emplacement d'armoires informatiques, aussi appelées racks en terminologie anglo-saxonne, auxquelles est relié le câblage. Ainsi, par exemple, l'unité inertielle 605 est placée dans un emplacement 620. La figure 6b illustre schématiquement un premier mode de connexion du câblage 600 à des éléments simulés permettant d'effectuer des tests, 20 notamment des tests de l'ATA 29. Selon ce mode, le câblage de l'aéronef est utilisé. Comme représenté, la centrale inertielle 605 (non utilisée pour les tests considérés ici) est déconnectée de son emplacement 620 et remplacée par un adaptateur 625 auxquels peuvent être connectés les éléments simulés et les outils de tests génériquement référencés 630. 25 Selon un autre mode de connexion, illustré sur la figure 6c, le câblage de l'aéronef n'est pas utilisé, la connexion entre les éléments réels de l'aéronef utilisés pour effectuer les tests et les éléments simulés étant réalisée via un câblage spécifique. Comme illustré, la centrale inertielle 605 (non utilisée pour les tests considérés ici) est déconnectée de son emplacement 620. Par 30 ailleurs, les deux unités de gestion électrique 610-1 et 610-2 et l'unité de contrôle de charge 615 sont déconnectées de leurs emplacements respectifs pour y être reconnectés via des adaptateurs 635-1 à 635-3, respectivement. Les adaptateurs 635-1 à 635-3 sont connectés aux éléments simulés et aux outils de tests 630 via le câblage 640. Il est observé ici que les modes décrits en référence aux figures 6b et 6c peuvent être utilisés simultanément pour des éléments différents. Un exemple d'adaptateur tel que les adaptateurs 625 et 635-1 à 635- 3 est illustré sur la figure 7. Comme représenté et comme décrit en référence aux figures 6b et 6c, un tel adaptateur, référencé ici 700, permet d'établir des connexions électriques entre des éléments simulés et des outils de tests 630, le câblage de l'aéronef 600 et un LRU (sigle de Line Replaceable Unit en terminologie anglo-saxonne), notamment l'unité de gestion électrique 610-1 ou 610-2 ou l'unité de contrôle de charge 615, génériquement référencé 705. A titre d'illustration, la connexion 710 permet de transférer un signal électrique des éléments simulés et des outils de tests 630 vers le LRU 705 tandis que la connexion 715 permet de transférer un signal électrique du LRU 15 705 vers des éléments simulés et des outils de tests 630. De même, la connexion 720 permet de transférer un signal électrique des éléments simulés et des outils de tests 630 vers un emplacement, c'est-à-dire vers le câblage 600, tandis que la connexion 725 permet de transférer un signal électrique du câblage 600 vers des éléments simulés et des outils de tests 630. De façon 20 similaire, la connexion 730 permet de transférer un signal électrique du LRU 705 vers des éléments simulés et des outils de tests 630 et vers le câblage 600 tandis que la connexion 735 permet de transférer un signal électrique du câblage 600 et des éléments simulés et des outils de tests 630 vers le LRU 705. 25 Avant sa connexion, l'adaptateur 700 est, de préférence, configuré pour établir la liste des connexions devant être établies entre chaque point d'entrée/sortie, c'est-à-dire notamment des connexions 710 à 735. Une telle configuration peut être réalisée de façon mécanique, par exemple à l'aide de commutateurs, ou de façon électronique, par exemple à l'aide de multiplexeurs 30 programmés. La figure 8 illustre plus précisément la connexion d'éléments réels 800 de l'aéronef, testés, à un LRU 705, via le câblage 600 et un adaptateur 700. Les éléments simulés et les outils de tests 630 sont ici reliés à l'adaptateur 700 via une armoire informatique 805 jouant le rôle d'interface et une armoire informatique d'intégration 810 (appelée G-SIB, acronyme de Generic System for Integration Brench en terminologie anglo-saxonne). Comme illustré, l'adaptateur 700 permet de transmettre des signaux aux éléments simulés et aux outils de tests 630 qui peuvent alors simuler, en conséquence, le comportement de l'aéronef et transmettre des signaux le représentant. Pour tester une fonction d'un aéronef en configuration opérationnelle, conformément à l'invention, une première phase consiste, après avoir déterminé la fonction à tester, par exemple la fonction hydraulique, à identifier tous les éléments réels mis en oeuvre par la fonction déterminée ainsi que tous les éléments réels de fonctions connexes nécessaires à l'exécution de la fonction déterminée. Ainsi, par exemple, si la fonction à tester est l'hydraulique, les éléments réels de cette fonction sont notamment les pompes hydrauliques, les circuits hydrauliques et les actionneurs hydrauliques. Les fonctions connexes peuvent notamment être des fonctions électriques dont certains éléments réels sont, en particulier, des sources électriques et des unités de contrôle. Dans ces listes d'éléments réels, il convient alors d'identifier tous les éléments réels liés directement à la fonction testée et dont l'utilisation est nécessaire. Ensuite, parmi les éléments réels identifiés et nécessaires, il convient de sélectionner les éléments réels pouvant être réellement utilisés. Une telle sélection est, en particulier, basée sur des paramètres techniques et de coûts. Ainsi, à titre d'illustration, il peut être décidé que les pompes hydrauliques ne peuvent être réellement utilisées car elles sont entraînées par les moteurs de l'aéronef et que ces derniers ne peuvent être utilisés que dans des gammes de fonctionnement limitées et que, par conséquent, les pompes ne peuvent être réellement testées que dans une plage d'utilisation limitée. De même, il peut être décidé que la mise en oeuvre de certains actionneurs réels entraîne des frais trop importants par rapport à leur implication dans les tests envisagés. Il est également possible de décider que certains calculateurs ne sont pas nécessaires et que seules des fonctionnalités de ces derniers doivent être simulées. Parallèlement, la possibilité de simuler les éléments non utilisables est étudiée, notamment d'un point de vue technique et financier. Une telle étude permet ainsi de déterminer une liste d'éléments réels devant être utilisés pour effectuer des tests prédéterminés ainsi qu'une liste d'éléments devant être simulés. Il est également possible, à partir de ces listes, d'estimer le coût engendré par l'exécution de ces tests. Naturellement, pour satisfaire des besoins spécifiques, une personne compétente dans le domaine de l'invention pourra appliquer des modifications dans la description précédente. REVENDICATIONS1. Procédé de test d'au moins une première fonction avionique d'un aéronef indépendamment d'au moins une seconde fonction avionique dudit aéronef, lesdites au moins une première et une seconde fonctions avioniques étant distinctes et directement ou indirectement liées, ce procédé étant caractérisé en ce que ledit aéronef est en configuration opérationnelle et en ce que le procédé comprend les étapes suivantes, - personnalisation (400) dudit aéronef, ladite personnalisation permettant la simulation du comportement d'au moins un premier élément réel dudit aéronef ; - simulation (405) du comportement dudit au moins un premier élément réel dudit aéronef, ledit au moins un premier élément réel étant mis en oeuvre par ladite au moins une première fonction ; - activation (410) d'au moins un second élément réel dudit aéronef, ledit au moins un second élément réel étant mis en oeuvre par ladite au moins une première fonction ; et, - test (415) de ladite au moins une première fonction. 2. Procédé selon la revendication 1 selon lequel ladite au moins une première fonction est une fonction hydraulique. 3. Procédé selon la revendication 2, ladite étape de personnalisation comprenant une étape de déconnexion dudit au moins un premier élément réel (505) dudit aéronef et de connexion d'au moins un élément (525) simulant ledit au moins un premier élément réel. 4. Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes comprenant en outre une étape de connexion d'un dispositif (540) de simulation d'incidents. 5. Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes selon lequel ladite au moins une seconde fonction est une fonction électrique ou électronique. 6. Procédé selon la revendication 5, ladite étape de personnalisation comprenant une étape de déconnexion d'au moins un élément réel mis en oeuvre par ladite au moins une seconde fonction. 7. Procédé selon la revendication 6 comprenant en outre une étape de connexion d'un module d'adaptation (625), ledit module d'adaptation étant connecté à la place dudit au moins un élément réel (605) mis en oeuvre par ladite au moins une seconde fonction, ledit module d'adaptation étant en outre connecté à un élément (630) simulant un élément mis en oeuvre par ladite au moins une seconde fonction et/ou au moins un outil de test. 8. Procédé selon l'une quelconque des revendications 5 à 7 comprenant en outre une étape de connexion d'un module d'adaptation (635), connecté à un élément (630) simulant un élément mis en oeuvre par ladite au moins une seconde fonction et/ou au moins un outil de test, entre un connecteur configuré pour recevoir un élément mis en oeuvre par ladite au moins une seconde fonction et ledit élément réel prévu pour être connecté audit connecteur. 9. Procédé selon la revendication 8 comprenant en outre une étape de configuration dudit module d'adaptation connecté audit connecteur. 10. Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes 20 comprenant en outre une étape de reconfiguration (430) dudit aéronef pour reconfigurer ledit aéronef dans la configuration dans laquelle il était avant ladite étape de personnalisation.