Brevet FR3005454A1 — publié le 20141114

Procédé pour diagnostiquer une défaillance d'un système de prélèvement d'air L'invention concerne les systèmes de prélèvement d' air (« bleed air system » en langue anglaise), par exemple, d'avion, en particulier le diagnostic des défaillances de ces systèmes. Les avions actuels sont dotés de systèmes de prélèvement d'air qui prélèvent de l'air chaud sur les moteurs de l'avion pour l'utiliser dans d'autres systèmes de l'avion, tels que le conditionnement de l'air et la pressurisation. A l'heure actuelle, les compagnies aériennes et le personnel de maintenance attendent qu'une défaillance ou un problème survienne dans le système et tentent ensuite d'en identifier la cause et d'y remédier, soit au cours de la maintenance programmée soit, ce qui est plus probable, lors d'opérations de maintenance non programmées. L'apparition de défaillances est également enregistrée manuellement, à la discrétion des pilotes. Dans un mode de réalisation, l'invention se rapporte à un procédé destiné à diagnostiquer une défaillance de système de prélèvement d'air dans un avion doté d'un moteur couplé de manière fonctionnelle à un système de prélèvement d'air comprenant au moins une vanne et au moins un capteur de système de prélèvement d'air, le procédé comprenant la réception d'un signal de capteur depuis le capteur, au nombre d'au moins un, du système de prélèvement d'air, pour définir une grandeur de sortie de capteur; la comparaison de la grandeur de sortie de capteur avec une valeur de référence pour la grandeur de sortie de capteur; le diagnostic d'une défaillance dans le système de prélèvement d'air sur la base de la comparaison; et la mise à disposition d'une indication de la défaillance diagnostiquée. L'invention sera mieux comprise à l'étude détaillée de quelques modes de réalisation pris à titre d'exemples non limitatifs et illustrés par les dessins annexés, sur lesquels : - la figure 1 est une vue schématique d'une partie d'un système de prélèvement d'air pris à titre d'exemple; - la figure 2 est une vue en perspective d'un avion et d'un système au sol dans lequel des modes de réalisation de l'invention peuvent être mis en oeuvre; et - la figure 3 est un organigramme montrant un procédé pour diagnostiquer une défaillance de système de prélèvement d'air dans un avion, conformément à un mode de réalisation de l'invention. La figure 1 illustre de façon schématique une partie d'un système de prélèvement d'air 10 qui est raccordé à un moteur 12 doté d'une soufflante 14, par exemple un turboréacteur à double flux. Différentes prises de prélèvement 16 peuvent être raccordées à différentes parties du moteur 12 pour fournir de l'air fortement comprimé au système de prélèvement d'air 10. Un mécanisme de commande 18 peut être utilisé pour commander le système de prélèvement d'air 10. Différents composants peuvent être compris dans le système de prélèvement d'air 10, comprenant un prérefroidisseur 20, un régulateur d'air de prélèvement 21, différentes vannes 22, y compris une vanne de commande de prérefroidisseur (PCCV), et différents capteurs, y compris par exemple un capteur de température 24, un capteur de régime de soufflante 26 et un capteur de pression 28. Dans l'exemple illustré, le capteur de température 24 et le capteur de pression 28 sont placés après la vanne PCCV. Bien qu'un seul capteur de température 24 et un seul capteur de pression 28 soient représentés, il est à noter que n'importe quel nombre de capteurs peut être inclus dans le système de prélèvement d'air 10, y compris le fait que les capteurs peuvent être intégrés à différents niveaux dans le système de prélèvement d'air 10. D'autre part, les capteurs peuvent être inclus pour délivrer différents paramètres englobant des marques binaires pour indiquer des réglages de vanne et/ou des positions englobant par exemple l'état de la vanne (par exemple complètement ouverte, ouverte, en transition, fermée, complètement fermée); les marques binaires peuvent également indiquer un certain nombre d'autres éléments, par exemple si une fuite a été détectée pour le circuit d'air sur l'aile ou si une température ou une pression calculée par l'avion dépasse une limite à un instant unique ou à de multiples reprises au cours d'une période de temps/données. Ces marques de données peuvent être disponibles depuis des points dans le système où des données continues ne sont pas disponibles à tout moment. La figure 2 illustre un avion 30 qui peut comporter le système de prélèvement d'air 10, dont seule une partie a été représentée pour des raisons de clarté, et peut mettre en oeuvre des modes de réalisation de l'invention. Comme montré, l'avion 30 peut comporter plusieurs moteurs 12 couplés à un fuselage 32, un poste de pilotage 34 placé dans le fuselage 32 et des ensembles d'ailes 36 s'étendant vers l'extérieur à partir du fuselage 32. Le mécanisme de commande 18 a été représenté comme étant intégré au poste de pilotage 34 et peut être activé par un pilote se trouvant dans le poste. Plusieurs systèmes d'avion 38 supplémentaires qui permettent d'obtenir le bon fonctionnement de l'avion 30 peuvent également être inclus dans l'avion 30, de même qu'un contrôleur 40 et un système de communication disposant d'une liaison de transmission sans fil 42. Le contrôleur 40 peut être couplé de manière fonctionnelle à la pluralité de systèmes d'avion 38, y compris au système de prélèvement d'air 10. Par exemple, le prérefroidisseur 20 (figure 1), le régulateur de prélèvement d'air 21 (figure 1), différentes vannes 22 (figure 1), un capteur de température 24, un capteur de régime de soufflante 26 et un capteur de pression 28 peuvent être couplés de manière fonctionnelle au contrôleur 40. Le contrôleur 40 peut également être connecté à d'autres contrôleurs de l'avion 30. Le contrôleur 40 peut être doté d'une mémoire 44, et la mémoire 44 peut comprendre une mémoire vive (RAM), une mémoire morte (ROM), une mémoire flash ou un ou plusieurs types différents de mémoires électroniques portables, telles que des disques, des DVDs, des CD-ROMs et autres, ou n'importe quelle combinaison appropriée de ces types de mémoire. Le contrôleur 40 peut comprendre un ou plus d'un processeur 46, qui peuvent exécuter tout type de programme adapté. Le contrôleur 40 peut faire partie d'un système de gestion de vol FMS ou il peut être couplé de manière fonctionnelle au FMS. Une base de données d'informations interrogeable par ordinateur peut être stockée dans la mémoire 44 et être accessible par le processeur 46. Le processeur 46 peut exécuter un ensemble d'instructions exécutables pour afficher la base de données ou accéder à celle-ci. En variante, le contrôleur 40 peut être couplé de manière fonctionnelle à une base de données d'informations. Par exemple, une telle base de données peut être stockée sur un autre ordinateur ou un autre contrôleur. Il est à noter que la base de données peut être n'importe quelle base de données appropriée, y compris une base de données unique, comportant des ensembles de données multiples, des bases de données discrètes multiples reliées entre elles, voire même une simple table de données. La base de données peut comporter un certain nombre de bases de données ou elle peut être constituée en réalité d'un certain nombre de bases de données séparées. La base de données peut stocker des données pouvant inclure des données historiques en relation avec la valeur de référence pour les grandeurs de sortie de capteur, ainsi que des données historiques de système de prélèvement d'air pour l'avion 30 et en relation avec une flotte d'avions. La base de données peut également comprendre des valeurs de référence englobant des valeurs historiques ou des valeurs globales. Il est également possible que la base de données soit séparée du contrôleur 40, mais soit en communication avec le contrôleur 40, de manière à être accessible par celui-ci. Par exemple, la base de données peut être prévue sur un dispositif de mémoire portable et dans ce cas, l'avion 30 peut être doté d'un port destiné à recevoir le dispositif de mémoire portable, et un tel port serait en communication électronique avec le contrôleur 40, de façon à ce que celui-ci soit en mesure de lire le contenu du dispositif de mémoire portable. Il est également envisageable que la base de données puisse être mise à jour via la liaison de transmission sans fil 42 et que, de cette manière, des informations en temps réel puissent être incluses dans la base de données et soient accessibles au contrôleur 40. D'autre part, une telle base de données peut se situer à l'extérieur de l'avion 30, à un endroit tel qu'un centre des opérations d'une compagnie aérienne, un centre de contrôle des opérations de vol ou à un autre endroit. Le contrôleur 40 peut être couplé de manière fonctionnelle à un réseau sans fil par l'intermédiaire duquel les informations de la base de données peuvent être fournies au contrôleur 40. Bien qu'un avion commercial ait été illustré, des parties des modes de réalisation de l'invention peuvent être mises en oeuvre à n'importe quel endroit, y compris dans un contrôleur ou un ordinateur 50 d'un système au sol 52. D'autre part, la/les bases(s) de données, telle(s) que décrite(s) ci-dessus, peut/peuvent également se trouver dans un serveur de destination ou un ordinateur 50, qui peut se situer auprès du système au sol 52 désigné et inclure celui-ci. La base de données peut également se situer à un autre endroit au sol. Le système au sol 52 peut communiquer avec d'autres dispositifs englobant le contrôleur 40 et des bases de données situées à distance de l'ordinateur 50, par l'intermédiaire d'une liaison de transmission sans fil 54. Le système au sol 52 peut être n'importe quel type de système de communication au sol 52, par exemple un service de contrôle aérien ou un service des opérations de vol. Le contrôleur 40 ou l'ordinateur 50 peut contenir tout ou partie d'un programme d'ordinateur présentant un jeu d'instructions exécutables pour diagnostiquer une défaillance de système de prélèvement d'air dans l'avion 30. De telles défaillances diagnostiquées peuvent englober le mauvais fonctionnement de composants, ainsi que la panne de composants. Tel qu'il est utilisé ici, le terme "diagnostiquer" désigne la détermination après l'apparition de la défaillance et s'oppose à la prédiction qui désigne la détermination axée sur l'avenir qui procure une connaissance de la défaillance avant qu'elle ne survienne. Conjointement avec le diagnostic, le contrôleur 40 et/ou l'ordinateur 50 peut détecter la défaillance. Indépendamment du fait que le contrôleur 40 ou l'ordinateur 50 exécute le programme pour diagnostiquer la défaillance, le programme peut englober un programme d'ordinateur pouvant comporter des supports lisibles par machine, destinés à porter ou stocker des instructions ou des structures de données exécutables par machine. Ces supports lisibles par machine peuvent être constitués de tout type de support disponible auquel peut accéder un ordinateur universel ou spécialisé ou une autre machine dotée d'un processeur. En général, un tel programme d'ordinateur peut comporter des routines, des programmes, des objets, des composantes, des structures de données, des algorithmes et autres, qui ont pour effet technique d'exécuter des tâches particulières ou de mettre en oeuvre des types particuliers de données abstraites. Les instructions exécutables par machine, les structures de données associées et les programmes représentent des exemples de code programme pour réaliser l'échange d'informations tel qu'il est décrit ici. Les instructions exécutables par machine peuvent comprendre par exemple des instructions et des données qui amènent un ordinateur universel, un ordinateur spécialisé ou une machine de traitement spécialisée à remplir une fonction précise ou un groupe de fonctions. Il est à noter que l'avion 30 et l'ordinateur 50 constituent simplement deux exemples de réalisation qui peuvent être configurés pour mettre en oeuvre des modes de réalisation ou des parties de modes de réalisation de l'invention. Au cours du fonctionnement, l'avion 30 et/ou l'ordinateur 50 peuvent diagnostiquer une défaillance de système de prélèvement d'air. A titre d'exemple non limitatif, pendant le fonctionnement de l'avion 30, le mécanisme de commande 18 peut être utilisé pour activer le système de prélèvement d'air 10. Des capteurs, englobant le capteur de température 24, le capteur de régime de soufflante 26 et le capteur de pression 28, peuvent fournir des données concernant différentes caractéristiques du système de prélèvement d'air 10. Le contrôleur 40 et/ou l'ordinateur 50 peut utiliser des grandeurs d'entrée provenant du mécanisme de commande 18, du capteur de température 24, du capteur de régime de soufflante 26, du capteur de pression 28, de systèmes d'avion 38, de la/des bases(s) de données, et/ou des informations provenant d'un service de contrôle aérien ou des opérations de vol, pour diagnostiquer la défaillance du système de prélèvement d'air ou détecter une défaillance que l'équipe de maintenance de la compagnie n'avait pas encore décelée. Entre autres, le contrôleur 40 et/ou l'ordinateur 50 peut analyser les données délivrées au fil du temps par le capteur de température 24, le capteur de régime de soufflante 26 et le capteur de pression 28, afin de déterminer des dérives, des tendances, des paliers ou des pics lors du fonctionnement du système de prélèvement d'air 10. Le contrôleur 40 et/ou l'ordinateur 50 peut également analyser les données de système de prélèvement d'air pour déterminer des pressions historiques, des températures historiques, des différences de pression entre les deux moteurs de l'avion 30, des différences de température entre deux moteurs de l'avion 30 et autres, et pour diagnostiquer des défaillances dans le système de prélèvement d'air 10, en se basant sur ces éléments. Dès lors qu'une défaillance d'un système de prélèvement d'air a été diagnostiquée, une indication peut être fournie sur l'avion 30 et/ou le système au sol 52. Le diagnostic de la défaillance du système de prélèvement d'air peut être établi au cours du vol, après le vol ou après un nombre quelconque de vols. La liaison de transmission sans fil 42 et la liaison de transmission sans fil 54 peuvent toutes deux être utilisées pour transmettre des données, de manière à ce que la défaillance puisse être diagnostiquée par le contrôleur 40 et/ou par l'ordinateur 50. Conformément à un mode de réalisation de l'invention, la figure 3 illustre un procédé 100 qui peut être utilisé pour diagnostiquer une défaillance dans le système de prélèvement d'air 10, de manière à ce que la défaillance diagnostiquée puisse inclure une panne diagnostiquée. Le procédé 100 commence en 102 par la réception d'un signal de capteur provenant d'au moins un des capteurs du système de prélèvement d'air 10, pour définir une grandeur de sortie de capteur concernant une caractéristique du système de prélèvement d'air 10. Cela peut inclure la réception séquentielle et/ou simultanée de données à partir d'un ou plusieurs des capteurs dans l'avion 30, y compris le fait qu'une grandeur de sortie de capteur de température peut être reçue depuis le capteur de température 24, qu'une grandeur de sortie de capteur de pression, indiquant la pression d'air du système de prélèvement d'air 10, peut être reçue depuis le capteur de pression 28, et qu'une grandeur de sortie de régime de soufflante, indiquant un régime de soufflante du moteur, peut être reçue depuis le capteur de régime de soufflante 26. D'autre part, la réception du signal de capteur peut inclure la réception de grandeurs de sortie de capteur multiples et d'informations concernant les réglages des différentes vannes 22. La grandeur de sortie de capteur peut inclure des données brutes à partir desquelles différentes autres informations peuvent être déduites ou extraites d'une autre manière pour définir la grandeur de sortie de capteur. Il est à noter qu'indépendamment du fait que la grandeur de sortie de capteur est reçue directement ou déduite de grandeurs de sortie reçues, la grandeur de sortie peut être considérée comme étant une sortie de capteur. Par exemple, la grandeur de sortie de capteur peut être totalisée au fil du temps pour définir des données de capteur totalisées. La totalisation, au fil du temps, des grandeurs de sortie de capteur reçues peut inclure la totalisation des grandeurs de sortie de capteur reçues au cours de phases de vol multiples et/ou au cours de vols multiples. De telles données de capteur totalisées peuvent inclure une valeur médiane, une valeur médiane en cours ou actuelle, ou une valeur médiane historique. Il est également possible que la totalisation de la grandeur de sortie de capteur reçue comprenne la totalisation de valeurs multiples englobant une valeur médiane actuelle et une valeur médiane historique. Ces données de capteur totalisées peuvent être remises à zéro après l'opération de maintenance. A titre d'exemples non limitatifs, de telles données de capteur totalisées peuvent inclure une valeur de pression médiane historique mobile, une valeur de pression médiane récente mobile, une valeur de température médiane historique mobile, une valeur de température médiane récente mobile, une valeur de température d'écart-type historique, une valeur de température d'écart-type récente, une température maximale pour un nombre donné de points de données, une mesure de corrélation entre une température et un paramètre de moteur, tel que le régime de soufflante indiqué, et autres. La grandeur de sortie de capteur peut être reçue une fois par vol ou plusieurs fois par vol. Les données peuvent être reçues pendant un certain nombre de phases de vol différentes de l'avion 30. Par exemple, les phases de vol multiples peuvent inclure le décollage, la descente et le segment de croisière le plus long. Par exemple, la grandeur de sortie de capteur reçue peut être une grandeur parmi une sortie de capteur médiane calculée à partir de grandeurs de sortie de capteur reçues à partir de plusieurs phases. En 104, la grandeur de sortie de capteur peut être comparée avec une valeur de référence pour la grandeur de sortie de capteur. La valeur de référence peut être n'importe quelle valeur de référence appropriée en relation avec la grandeur de sortie de capteur, y compris le fait que la valeur de référence peut être une valeur de température, une valeur indiquant des valeurs de température ou des valeurs de pression à une vitesse de soufflante ou une valeur de pression spécifiques, ou autres. La valeur de référence pour la grandeur de sortie de capteur peut également inclure une valeur de référence historique pour la grandeur de sortie de capteur, englobant par exemple des données historiques en relation avec le système de prélèvement d'air de l'avion ou des données historiques pour plusieurs autres avions. Ainsi, le signal de sortie peut être comparé à des résultats obtenus lors de vols précédents du même avion et par rapport à l'ensemble du parc aérien. Par ailleurs, la valeur de référence pour la grandeur de sortie de capteur peut inclure une valeur qui a été déterminée au cours du vol, par exemple par réception d'une grandeur de sortie d'un capteur parmi le capteur de température 24, le capteur de régime de soufflante 26 et le capteur de pression 28. Ainsi, on comprendra que la valeur de référence pour la grandeur de sortie de capteur peut être définie au cours du fonctionnement. Par exemple, la valeur de référence pourrait être une pression calculée à partir d'un autre moteur de l'avion. En variante, les valeurs de référence peuvent être stockées dans l'une des bases de données décrites plus haut. De cette manière, la grandeur de sortie de capteur peut être comparée avec une valeur de référence pour la grandeur de sortie de capteur. Il est possible d'effectuer tout type de comparaison appropriée. Par exemple, la comparaison peut inclure la détermination d'une différence entre la grandeur de sortie de capteur et la valeur de référence. A titre d'exemple non limitatif, la comparaison peut comprendre la comparaison d'une sortie de signal récente avec une valeur historique. La comparaison peut comprendre la détermination d'une mesure de température maximale au-dessus d'un seuil donné. En variante, la comparaison peut inclure la détermination d'une différence de pression entre des moteurs du même avion 30. Les comparaisons peuvent être effectuées sur une base par vol, ou bien les données peuvent être traitées par moteur individuel sur une série de vols. Il est également possible de limiter les comparaisons pour quelles se situent dans différentes plages indiquées de régime de soufflante, en raison de la dépendance de la variation de température vis-à-vis du régime de soufflante indiqué. Les comparaisons peuvent en outre mesurer un changement dans la corrélation entre deux paramètres, y compris lorsque la corrélation dépasse un seuil donné. En 106, une défaillance dans le système de prélèvement d'air peut être diagnostiquée sur la base de la comparaison en 104. Par exemple, une défaillance dans le système de prélèvement d'air 10 peut être diagnostiquée lorsque la comparaison indique que le capteur satisfait à un seuil prédéterminé. Le terme "satisfait au seuil" est utilisé ici pour indiquer que la comparaison de variation satisfait au seuil prédéterminé, en étant par exemple égale, inférieure ou supérieure à la valeur de seuil. Il est à noter qu'une telle détermination peut être facilement modifiée pour être satisfaite par une comparaison positive/négative ou une comparaison vrai/faux. Par exemple, une valeur inférieure au seuil peut être satisfaite facilement en appliquant un test "supérieur à" lorsque les données sont inversées numériquement. Il est possible de déterminer n'importe quel nombre de défaillances dans le système de prélèvement d'air 10. A titre d'exemple non limitatif, une défaillance peut être diagnostiquée avec une vanne de commande de prérefroidisseur (PCCV) lorsque les comparaisons indiquent une tendance à une augmentation de la température de sortie de prérefroidisseur par rapport à des données historiques et un décalage de la relation entre la température de sortie de prérefroidisseur et le régime de soufflante. D'autre part, une défaillance peut être diagnostiquée avec une vanne PCCV lorsqu'il existe un écart de pression pneumatique entre des moteurs du même avion, une défaillance avec une vanne d'arrêt et de régulation de pression (PRSOV) ou un régulateur d'air de prélèvement peut être diagnostiquée lorsque des fluctuations de pression sont déterminées, une défaillance avec un régulateur étage supérieur ou une vanne étage supérieur peut être diagnostiquée lorsqu'une pression faible est déterminée, mais si cela est déterminé uniquement en montée ou en croisière, une défaillance avec le système de régulation d'air peut être déterminée, ou une défaillance avec le régulateur étage supérieur ou la vanne étage supérieur peut être diagnostiquée lorsque le régime de soufflante est déterminé comme étant faible. Lorsqu'une pression faible est déterminée, une défaillance avec le régulateur d'air de prélèvement ou la vanne PRSOV peut être déterminée, lorsque le régime de soufflante est déterminé comme étant élevé et la pression est déterminée comme étant élevée, une défaillance avec le régulateur étage supérieur ou la vanne étage supérieur peut être déterminée lorsque les moteurs étaient déterminés comme étant à puissance élevée et la pression en amont de la vanne PRSOV est déterminée comme étant élevée. Des défaillances de capteurs peuvent également être déterminées en déterminant un nombre élevé de lectures hors limite ou par exemple via des comparaisons de températures médianes récentes avec une température médiane historique, où d'autres lectures étaient déterminées comme étant normales. Il est à noter que n'importe quel nombre de défaillances peut être prédit sur la base d'un nombre quelconque de comparaisons. Ces comparaisons peuvent également être utilisées pour fournir des informations concernant la gravité de la défaillance. D'autre part, le diagnostic de la défaillance peut se fonder sur des comparaisons multiples. La comparaison ou la combinaison de comparaisons peut indiquer quels capteurs, pièces ou sous-systèmes risquent de présenter des défaillances. Par exemple, lorsqu'une vanne particulière indique qu'elle change fréquemment d'état mais que tous les autres paramètres sont normaux, il est probable que ce soit le capteur déterminant dans quel état se trouve la vanne qui présente une défaillance. Un autre exemple peut concerner le fait que si la pression d'admission du prérefroidisseur est normale mais la pression de transfert est indiquée et certains des paramètres indiquant des fuites dans l'aile sont indiqués, il est probable qu'il existe une fuite entre le prérefroidisseur et la sortie vers le système de conditionnement d'air. Lors de la mise en oeuvre, les valeurs de référence pour la grandeur de sortie de capteur et les comparaisons peuvent être converties en un algorithme pour diagnostiquer des défaillances dans le système de prélèvement d'air 10. Un tel algorithme peut être converti en un programme d'ordinateur comprenant un jeu d'instructions exécutables qui peuvent être exécutées par le contrôleur 40 et/ou l'ordinateur 50. Différents autres paramètres enregistrés par des systèmes embarqués, tels que l'altitude, les réglages de vannes et autres, peuvent également être utilisés par un tel programme d'ordinateur pour diagnostiquer des défaillances dans le système de prélèvement d'air 10. En variante, le programme d'ordinateur peut comprendre un modèle qui peut être utilisé pour diagnostiquer des défaillances dans le système de prélèvement d'air 10. Un modèle peut comprendre l'utilisation de réseaux de raisonnement, d'organigrammes ou d'arbres de décision. Le diagnostic peut se fonder sur la compréhension du système et de schémas dans les données, comparé à des défaillances antérieures. Le modèle peut garantir que toutes les informations disponibles soient utilisées et peut retirer les faux positifs. Par exemple, le modèle peut utiliser la connaissance selon laquelle des pics singuliers de la pression peuvent être associés à la maintenance sur le système de conditionnement de l'air. En 108, le contrôleur 40 et/ou l'ordinateur 50 peut fournir une indication de la défaillance dans le système de prélèvement d'air 10 diagnostiquée en 106. L'indication peut être fournie de n'importe quelle manière appropriée, à n'importe quel emplacement adapté, y compris dans le poste de pilotage 34 et au niveau du système au sol 52. Par exemple, l'indication peut être fournie sur un écran de vol principal (PFD) dans un poste de pilotage 34 de l'avion 30. Si le contrôleur 40 a exécuté le programme, l'indication appropriée peut être fournie sur l'avion 30 et/ou peut être téléchargée en amont vers le système au sol 52. Ou bien, si l'ordinateur 50 a exécuté le programme, l'indication peut être téléchargée en amont ou transmise d'une autre manière à l'avion 30. Il est également possible de transmettre l'indication de manière telle qu'elle puisse être fournie à un autre endroit, tel qu'un service de contrôle aérien ou des opérations de vol. Il est à noter que le procédé de diagnostic d'une défaillance de système de prélèvement d'air est souple et que le procédé illustré n'est décrit qu'à des fins d'illustration. Ainsi, la séquence d'étapes décrite n'est donnée qu'à titre d'exemple et n'est pas destinée à limiter d'une quelconque façon le procédé 100, puisque les étapes peuvent se dérouler dans un ordre logique différent ou des étapes supplémentaires ou intermédiaires peuvent être incluses sans s'écarter des modes de réalisation de l'invention. D'autre part, la défaillance peut être diagnostiquée lorsque la comparaison dépasse une valeur de référence un certain nombre de fois et/ou pour un nombre prédéterminé de vols. Par ailleurs, la défaillance peut être basée sur des données déduites, telles que des valeurs médianes, minimales ou maximales, des écarts-types, des comptages supérieurs ou inférieurs aux seuils, des changements d'état, des corrélations et autres, qui peuvent être calculées par phases de vol de l'avion. De même, les défaillances peuvent être déterminées pendant des phases particulières de vol ou lorsque certaines conditions sont remplies, par exemple des régimes de soufflante élevés. Par exemple, les données de certaines phases de vol peuvent indiquer un diagnostic particulier, comme montré dans le tableau ci-dessous. Phase de vol Indication de données Manifestation Pièce diagnostiquée Puissance de décollage Paraissent normales Déclenchement (pression élevée) Régulateur de prélèvement d'air, vanne étage supérieur, régulateur étage supérieur Pression en amont de PRSOV est élevée Montée, croisière ou descente Pression faible Déclenchement (température élevée) PCCV, capteur PCCV Régime de soufflante élevé Pression élevée Notification poste de pilotage ou déclenchement Régulateur de prélèvement d'air, PRSOV Toutes Fluctuation de pression Notification poste de pilotage ou déclenchement Régulateur de prélèvement d'air, PRSOV Montée ou croisière Pression faible Décharge de régulation de prélèvement d'air ou air de refroidissement insuffisant vers le prérefroidisseur PCCV, capteurs de température, régulateur de prélèvement d'air ou PRSOV Régime de soufflante faible Pression faible Notification de poste de pilotage via des valeurs d'écart / valeurs faibles visibles Etage élevé (régulateur ou vanne), régulateur de prélèvement d'air ou PRSOV Tableau 1 : Exemple de diagnostic déterminé Les effets bénéfiques des modes de réalisation décrits ci-dessus incluent le fait que les données recueillies par l'avion peuvent être 30 utilisées pour diagnostiquer une défaillance du système de prélèvement d'air. Cela réduit les temps de maintenance et l'incidence sur le fonctionnement que peuvent avoir les défaillances et les problèmes liés au système de prélèvement d'air. En particulier, il peut y avoir 10 15 20 25 une réduction du temps nécessaire au diagnostic d'un problème, et les problèmes peuvent être diagnostiqués de façon précise. Cela permet de réaliser des économies en réduisant les frais de maintenance et les coûts de modification des planifications, et de réduire à un minimum les incidences sur le fonctionnement, y compris la réduction à un minimum de l'immobilisation des avions au sol. REVENDICATIONS1. Procédé pour diagnostiquer une défaillance de système de prélèvement d'air dans un avion doté d'un moteur couplé de manière fonctionnelle à un système de prélèvement d'air comprenant au moins une vanne, au moins un capteur de système de prélèvement d'air, le procédé comprenant : la réception d'un signal de capteur depuis le capteur, au nombre d'au moins un, du système de prélèvement d'air, pour définir une grandeur de sortie de capteur; la comparaison de la grandeur de sortie de capteur avec une valeur de référence pour la grandeur de sortie de capteur; le diagnostic d'une défaillance dans le système de prélèvement d'air sur la base de la comparaison; et la mise à disposition d'une indication de la défaillance diagnostiquée. 2. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce que la grandeur de sortie de capteur est reçue une fois par vol. 3. Procédé selon la revendication 1 ou la revendication 2, caractérisé en ce que la mise à disposition de l'indication comprend la mise à disposition de l'indication sur un écran de vol principal (PFD) dans un poste de pilotage de l'avion. 4. Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que la réception du signal de capteur comprend en outre la réception d'une grandeur de sortie de capteur de température en provenance d'un capteur de température. 5. Procédé selon la revendication 4, caractérisé en ce que la réception du signal de capteur comprend en outre la réception d'unegrandeur de sortie de régime de soufflante qui indique un régime de soufflante du moteur. 6. Procédé selon la revendication 5, caractérisé en ce que la défaillance est diagnostiquée sur la base de comparaisons multiples. 7. Procédé selon la revendication 6, caractérisé en ce que les comparaisons multiples indiquent une tendance à une augmentation de la température de sortie du prérefroidisseur par rapport à des données historiques et un décalage dans la relation entre la température de sortie du prérefroidisseur et le régime de soufflante. 8. Procédé selon la revendication 7, caractérisé en ce que la défaillance est diagnostiquée avec une vanne de commande de prérefroidisseur. 9. Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que la réception du signal de capteur comprend en outre la réception d'une grandeur de sortie de capteur de pression qui indique une pression d'air du système de prélèvement d'air. 10. Procédé selon la revendication 9, caractérisé en ce que la valeur de référence est une pression calculée à partir d'un autre moteur de l'avion. 11. Procédé selon la revendication 10, caractérisé en ce que la comparaison indique un écart de pression pneumatique. 12. Procédé selon la revendication 11, caractérisé en ce que la défaillance est diagnostiquée avec une vanne de commande de prérefroidisseur. 13. Procédé selon l'une quelconque des revendications 9 à 12, caractérisé en ce qu'une défaillance avec une vanne d'arrêt et de régulation de pression ou un régulateur d'air de prélèvement est diagnostiquée lorsque des fluctuations de pression sont déterminées. 14. Procédé selon l'une quelconque des revendications 9 à 12, caractérisé en ce qu'une défaillance avec un régulateur étage supérieur ou une vanne étage supérieur est diagnostiquée lorsqu'une pression faible est déterminée. 15. Procédé selon la revendication 14, caractérisé en ce que la défaillance avec le régulateur étage supérieur ou la vanne étage supérieur est diagnostiquée lorsque le déterminé comme étant bas. 16. Procédé selon précédentes, caractérisé en régime de soufflante est des revendications de sortie de capteur l'une quelconque ce que la grandeur provient de phases de vol multiples de l'avion. 17. Procédé selon la revendication 16, caractérisé en ce que les phases de vol multiples de l'avion incluent le décollage, la descente et le vol de croisière. 18. Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que la défaillance est diagnostiquée lorsque la comparaison dépasse la valeur de référence un nombre de fois prédéterminé pour un nombre de vols prédéterminé. 19. Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce qu'un contrôleur de l'avion reçoit le signal de capteur, compare la grandeur de sortie de capteur, établit un diagnostic de la défaillance et fournit l'indication. 20. Procédé selon la revendication 19, caractérisé en ce que le contrôleur utilise un algorithme pour diagnostiquer la défaillance.