Brevet FR3030624A1 — publié le 20160624

Arrière-plan de l'invention La présente invention se rapporte au domaine général de l'aéronautique. Elle concerne plus particulièrement la surveillance d'un filtre servant au filtrage d'un fluide dans un moteur d'aéronef, et installé par exemple dans un circuit d'huile ou dans un circuit de carburant du moteur d'aéronef. Un tel filtre capture les particules présentes dans le fluide grâce à un élément filtrant fabriqué dans un matériau poreux. Cette capture des particules entraîne une modification de la porosité du matériau qui se traduit, à conditions de fonctionnement constantes (ex. à débit et viscosité constants du fluide), par une augmentation de la pression différentielle à travers le filtre au fil du temps. La figure 1 illustre un comportement typique d'évolution de la pression différentielle en fonction du temps d'exposition du filtre. Ce phénomène, appelé colmatage, augmente la résistance du filtre au passage du fluide. Ceci peut prendre plus ou moins de temps en fonction de l'exposition du filtre à la pollution véhiculée par les particules. Lorsque la pression différentielle atteint la valeur limite pour laquelle le filtre et le circuit de fluide ont été conçus, il convient de remplacer l'élément filtrant du filtre. Conformément aux réglementations en vigueur, un filtre principal d'un circuit d'huile ou d'un circuit de carburant d'un moteur d'aéronef doit disposer d'un moyen d'indication de son degré de colmatage, de sorte à s'assurer que celui-ci est bien inférieur à un seuil prédéfini dit de bipasse d'obstruction (ou « impending bypass » en anglais). Ce seuil est représenté à titre illustratif sur la figure 1 (seuil Si). La surveillance du filtre à travers ce seuil a pour but d'anticiper une alarme réglementaire dite de bipasse d'obstruction envoyée au pilote de l'aéronef et lui signalant un pré-colmatage du filtre dans un délai supérieur à un demi-cycle de vol. Le colmatage du filtre proprement dit (correspondant au franchissement par la pression différentielle d'un second seuil S2 sur la figure 1 supérieur au seuil Si de bipasse d'obstruction), s'il se produit, ouvre un clapet de décharge ou bipasse à travers lequel le fluide s'écoule et n'est ainsi plus filtré par le filtre évitant une obstruction de ce dernier. Le document FR 2 494 352 propose une technique de surveillance d'un filtre servant au filtrage d'un fluide dans un moteur d'aéronef qui permet de générer à partir d'une valeur courante de la pression différentielle au travers du filtre, un ensemble de signatures définissant l'état et l'évolution du colmatage du filtre. Ces signatures sont par exemple une signature temporelle indiquant une évaluation d'un temps de fonctionnement restant du filtre avant d'atteindre le seuil de pré-colmatage, une signature d'anticipation de colmatage indiquant la probabilité d'atteindre le seuil de pré-colmatage à horizon donné, etc. Elles permettent de diagnostiquer de façon anticipée et avec une grande précision l'état du filtre et de pronostiquer l'évolution de son fonctionnement (présence d'anomalies et/ou de défaillances, dégradation, etc.). La technique proposée dans le document FR 2 494 352 s'appuie sur l'estimation d'une masse de polluant contenue dans le filtre à partir de mesures de pression différentielle, de température et de débit réalisées lors de missions (vols) de l'aéronef. Pour être en mesure de suivre l'évolution du colmatage du filtre d'une mission à l'autre, la pression différentielle ainsi mesurée est « normalisée » pour être ramenée dans des conditions de référence de débit et de viscosité du fluide. Il s'agit par cette normalisation de s'affranchir du contexte dans lequel la pression différentielle a été mesurée et qui est susceptible de l'influencer (ex. débit du fluide, température, etc.). En effet, une difficulté rencontrée pour analyser les mesures de pression différentielle reportées lors de chaque mission provient du fait qu'un moteur donné ne fonctionne jamais exactement dans les mêmes conditions d'une mission à une autre, voire au cours d'une même mission. En d'autres termes, les valeurs de pression différentielle et de température résultent de mesures acquises dans des conditions différentes, notamment en termes de débit et de température du fluide, d'environnement ou de contexte extérieur, rendant difficile la comparaison de ces valeurs entre elles en vue notamment de détecter une défaillance ou un comportement anormal du filtre. La normalisation proposée dans le document FR 2 494 352 s'appuie sur la loi de Darcy selon laquelle la pression différentielle àP du fluide au travers du filtre vérifie au premier ordre : AP = A x KT) x Q où : - A est un facteur dépendant du modèle du filtre et de la masse de polluant que celui-ci contient ; - p(T) désigne la viscosité du fluide en fonction de sa température au niveau du filtre ; et - Q désigne le débit du fluide traversant le filtre. Si ce débit est généré par une pompe volumétrique entraînée par le moteur, il peut être déduit du régime du moteur. La pression différentielle normalisée, aussi désignée par pression différentielle de référence et notée APref, est ainsi obtenue à partir de la formule suivante : gref Qref APref = AP - - 11(T) Q où - Kef désigne la viscosité du fluide calculée à une température dite de référence ; et - Qref désigne le débit de référence du fluide traversant le filtre. La pression différentielle normalisée est ensuite convertie en une masse de polluant à l'aide d'un abaque établi expérimentalement en banc d'essai, dans les conditions de référence (i.e. en termes de température, débit, viscosité, pollution, etc.), en injectant dans un filtre similaire au filtre embarqué dans l'aéronef un polluant calibré en répartition des tailles de particules. Un tel abaque est représenté à titre illustratif à la figure 2. Toutefois, la normalisation de la pression différentielle telle qu'elle est proposée dans le document FR 2 494 352 peut s'avérer difficile 25 à mettre en oeuvre. En effet, lorsque le circuit de fluide s'appuie sur une pompe volumétrique entraînée par le moteur de l'aéronef, la relation liant le débit Q du fluide traversant le filtre au régime du moteur dépend de la géométrie et du rendement de la pompe. Ces paramètres varient dans le 30 temps mais également d'une pompe à l'autre, de sorte qu'ils sont difficiles à déterminer. La connaissance de ces paramètres nécessiterait au minimum d'effectuer des calibrations sur un banc d'essais pour chaque pompe neuve ou restaurée, de référencer l'affectation de chaque pompe à chaque moteur ainsi que la date de cette affectation, et de compléter les calibrations réalisées sur banc d'essais par des abaques de baisse de rendement de la pompe en fonction de son âge. Par ailleurs, la technique décrite dans le document FR 2 494 352 s'appuie sur la connaissance de la viscosité du fluide ii(T) en fonction de la température du fluide. Or le type de fluide et par conséquent sa viscosité en fonction de la température ne sont pas nécessairement connus. En effet, les remplissages en fluide des circuits de fluide du moteur de l'aéronef ne sont pas toujours rapportés. En outre, les types de fluides utilisés ne sont pas communiqués ; en particulier différents types de fluides peuvent être mélangés. Il existe donc un besoin d'une technique simple et fiable permettant de ramener dans des conditions de référence une pression différentielle mesurée au travers d'un filtre d'un circuit de fluide d'un moteur d'aéronef dans des conditions réelles de fonctionnement du moteur (autrement dit permettant de normaliser la pression différentielle mesurée) ne présentant pas de telles difficultés de mise en oeuvre, et ce, en vue d'utiliser la pression différentielle ainsi normalisée pour surveiller l'état et l'évolution du filtre. Objet et résumé de l'invention La présente invention répond notamment à ce besoin en proposant un procédé d'obtention d'une pression différentielle de référence d'un fluide traversant un filtre d'un moteur d'aéronef lors d'une mission dite courante de cet aéronef, cette pression différentielle de référence étant destinée à être utilisée pour une surveillance du filtre, le procédé comprenant : - une étape d'obtention d'une pluralité de mesures, réalisées lors de la mission courante, d'une pression différentielle du fluide au travers du filtre et d'une température de ce fluide ; - une étape de vérification de la validité d'au moins une condition de mise à jour d'un modèle dit global de comportement de la pression différentielle du filtre en fonction de la température du fluide, ce modèle global ayant été estimé à partir de mesures de la pression différentielle et de la température réalisées lors d'au moins une mission précédente de l'aéronef ; - si ladite au moins une condition de mise à jour est valide, une étape de mise à jour du modèle global avec les mesures réalisées lors de la mission courante ; et - une étape de détermination d'une pression différentielle de référence du fluide en utilisant le modèle global de comportement et une température de référence du fluide identifiée pour le moteur. Corrélativement, l'invention vise aussi un dispositif d'obtention d'une pression différentielle de référence d'un fluide traversant un filtre d'un moteur d'aéronef lors d'une mission dite courante de cet aéronef, cette pression différentielle de référence étant destinée à être utilisée pour une surveillance du filtre, le dispositif comprenant : - un module d'obtention d'une pluralité de mesures, réalisées lors de la mission courante, d'une pression différentielle du fluide au travers du filtre et d'une température de ce fluide ; - un module de vérification de la validité d'au moins une condition de mise à jour d'un modèle dit global de comportement de la pression différentielle du filtre en fonction de la température du fluide, ce modèle global ayant été estimé à partir de mesures de la pression différentielle et de la température réalisées lors d'au moins une mission précédente de l'aéronef ; - un module de mise à jour du modèle global avec les mesures réalisées lors de la mission courante activé si ladite au moins une condition de mise à jour est valide ; et - un module de détermination d'une pression différentielle de référence du fluide en utilisant le modèle global de comportement et une température de référence du fluide identifiée pour le moteur. Ainsi, l'invention propose une technique de normalisation de la pression différentielle du fluide au travers du filtre qui s'appuie sur un modèle de comportement de la pression différentielle en fonction de la température établi par apprentissage, à partir de mesures réalisées lors de différentes missions de l'aéronef. Les missions considérées pour établir ce modèle sont avantageusement celles qui répondent à des conditions de mises à jour du modèle valides. De telles conditions de mises à jour sont par exemple : - une condition portant sur le nombre de mesures obtenues pour la mission courante, afin de s'assurer que la mission est suffisamment représentative du comportement du filtre ; - une condition portant sur l'ancienneté des missions précédentes considérées pour estimer le modèle global de comportement, de sorte par exemple à prendre en compte le vieillissement du filtre ; - une condition portant sur une plage de variation des mesures de température obtenues, afin de s'assurer notamment qu'on considère sur cette mission une amplitude de variation des valeurs suffisantes pour établir le modèle. De cette sorte, on s'assure que le modèle estimé est bien représentatif du comportement du filtre utilisé dans le circuit de fluide du moteur. Bien entendu, d'autres conditions de mise à jour peuvent être 15 envisagées. Grâce à ce modèle très simple qui dépend uniquement de la température, on s'affranchit des inconvénients de l'état de la technique. Il n'est ainsi plus nécessaire de déterminer et consigner la composition du fluide circulant dans le circuit considéré, ou encore le rendement le cas 20 échéant de la pompe volumétrique utilisée dans le circuit de fluide et son évolution en fonction de l'âge de la pompe, ni d'avoir connaissance de la relation existant entre le débit de fluide et le régime du moteur. Seules les conditions relatives au contexte de mesure de la pression différentielle doivent être enregistrées pour établir le modèle (ex. température). 25 Les mesures de pression différentielle et de température permettent d'obtenir une valeur de pression différentielle normalisée par rapport au contexte (i.e. conditions réelles d'exploitation) de la mission et donc affranchie des influences de ce contexte. Cette pression différentielle normalisée peut ensuite être placée sur une courbe de colmatage de 30 référence telle que classiquement utilisée pour la surveillance des moteurs pour en déduire des informations sur l'état du filtre et prédire son comportement, comme mentionné notamment dans le document FR 2 494 352. Elle permet de suivre facilement l'évolution de l'état du filtre d'un cycle moteur à l'autre. Dans un mode privilégié de réalisation de l'invention, la pluralité de mesures obtenues lors de l'étape d'obtention a été réalisée durant une phase de taxi de la mission de l'aéronef. Durant cette phase avantageusement, l'aéronef est au sol, le 5 moteur s'échauffe et le régime du corps haute pression du moteur (et donc le débit du fluide traversant le filtre) est quasiment stationnaire et varie peu d'une mission à l'autre de l'aéronef. Pour mettre à jour le modèle global, on privilégie les cycles à forte croissance de température (qui correspondent typiquement au premier démarrage de la journée du 10 moteur), qui nécessitent ainsi qu'une très légère interpolation ou extrapolation pour obtenir la pression différentielle de référence à la température de référence. Dans un mode particulier de réalisation, le modèle global de comportement modélise une relation linéaire entre le logarithme de la 15 pression différentielle et l'inverse de la température. Il peut ainsi être estimé aisément en appliquant par exemple une régression linéaire aux mesures des missions considérées pour l'estimer. Les inventeurs ont judicieusement eu l'idée, suite à l'observation statistique de nombreuses données acquises au cours de plusieurs 20 missions d'aéronefs, de combiner la loi de Darcy précédemment mentionnée qui instaure une relation linéaire entre la pression différentielle et la viscosité du fluide, avec une seconde loi dite de Guzman-Andrade qui établit quant à elle une relation linéaire entre le logarithme de la viscosité du fluide et l'inverse de la température. La 25 combinaison de ces deux lois permet de modéliser via une relation linéaire les variations du logarithme de la pression différentielle en fonction de l'inverse de la température. Sous ces hypothèses, le modèle global est particulièrement facile à estimer, par exemple à l'aide d'une simple régression linéaire appliquée aux mesures et bien connue en soi. Il permet 30 ainsi de minimiser le nombre de paramètres à estimer pour obtenir la pression différentielle (i.e. on se limite à estimer les paramètres de la relation linéaire). Toutefois il convient de noter que d'autres modèles, notamment plus complexes qu'une relation linéaire, peuvent être considérés dans le 35 cadre de l'invention. Dans un mode particulier de réalisation de l'invention, le procédé comprend en outre une étape d'estimation à partir de la pluralité de mesures obtenues d'un modèle dit local de comportement de la pression différentielle en fonction de la température du fluide pour la mission courante, et ladite au moins une condition de mise à jour comprend une condition portant sur une qualité du modèle local estimé. De façon privilégiée, le modèle local de comportement modélise également, comme le modèle global, une relation linéaire entre le logarithme de la pression différentielle et l'inverse de la température. L'estimation du modèle local permet de valider la qualité des mesures remontées lors de la mission de l'aéronef pour décider notamment de la mise à jour du modèle de comportement global. Cette condition peut venir s'ajouter aux conditions précédemment citées pour déterminer si le modèle de comportement global doit être mis à jour ou non avec les mesures de la mission courante. Dans un mode particulier de réalisation, les mesures de température obtenues ont été réalisées en un point de mesure situé en aval du filtre et en amont d'un équipement changeant une thermique du fluide. Autrement dit, les mesures utilisées de température pour mettre en oeuvre l'invention ne sont pas nécessairement effectuées au niveau du filtre, mais peuvent avantageusement être réalisées en d'autres points de mesure, notamment par des capteurs de température déjà présents à bord de l'aéronef au niveau du moteur. De tels capteurs sont présents par exemple en aval du filtre et d'un échangeur thermique. Il est donc possible de s'affranchir d'une mesure spécifique de la température du fluide au niveau du filtre. Les inventeurs ont en effet déterminé, par expérience, un modèle représentant la température prise au niveau du filtre en fonction de la température mesurée en un point de mesure situé en aval du filtre (et en amont d'un équipement changeant la thermique du fluide). Ils ont remarqué que la température au niveau du filtre est indépendante de l'altitude de l'aéronef et du régime du moteur, et qu'il existe une relation linéaire entre la température au niveau du filtre et la température en aval de ce dernier. Ainsi, en corrigeant la température obtenue en aval du filtre à l'aide de cette relation linéaire déterminée de façon empirique, on peut obtenir facilement une estimation de la température du niveau du filtre. Selon un autre aspect, l'invention vise également un procédé de surveillance d'un filtre servant au filtrage d'un fluide dans un moteur 5 d'aéronef, comprenant : - une étape d'obtention, en mettant en oeuvre un procédé d'obtention selon l'invention, d'une pression différentielle de référence du fluide lors d'au moins une mission de l'aéronef, cette pression différentielle de référence correspondant à une température de référence identifiée 10 pour le moteur ; et - une étape de détermination d'un état et/ou d'une évolution d'un colmatage du filtre en utilisant la pression différentielle de référence. Corrélativement, l'invention vise aussi un système de surveillance d'un filtre servant au filtrage d'un fluide dans un moteur 15 d'aéronef, comprenant : - un dispositif d'obtention d'une pression différentielle de référence d'un fluide traversant le filtre lors d'au moins une mission de l'aéronef conforme à l'invention, cette pression différentielle de référence correspondant à une température de référence identifiée pour le 20 moteur ; et - un module de détermination d'un état et/ou d'une évolution d'un degré de colmatage du filtre configuré pour utiliser la pression différentielle de référence obtenue. L'étape et le module de détermination peuvent notamment 25 utiliser une technique similaire à celle décrite dans le document FR 2 494 352. L'invention propose ainsi un procédé fiable et simple de surveillance du degré de colmatage d'un filtre d'un circuit de fluide d'un moteur d'aéronef. Le procédé et le système de surveillance bénéficient des 30 mêmes avantages que le procédé et le dispositif d'obtention et qui ont été cités précédemment. Dans un mode particulier de réalisation, les différentes étapes du procédé d'obtention et/ou de surveillance sont déterminées par des instructions de programmes d'ordinateurs. 35 En conséquence, l'invention vise aussi un programme d'ordinateur sur un support d'informations, ce programme étant susceptible d'être mis en oeuvre dans un dispositif d'obtention ou plus généralement dans un ordinateur, ce programme comportant des instructions adaptées à la mise en oeuvre des étapes d'un procédé d'obtention tel que décrit ci-dessus. L'invention vise également un programme d'ordinateur sur un support d'informations, ce programme étant susceptible d'être mis en oeuvre dans un système de surveillance ou plus généralement dans un ordinateur, ce programme comportant des instructions adaptées à la mise en oeuvre des étapes d'un procédé de surveillance tel que décrit ci-dessus. Chacun de ces programmes peut utiliser n'importe quel langage de programmation, et être sous la forme de code source, code objet, ou de code intermédiaire entre code source et code objet, tel que dans une forme partiellement compilée, ou dans n'importe quelle autre forme souhaitable. L'invention vise aussi un support d'informations lisible par un ordinateur, et comportant des instructions d'un programme d'ordinateur tel que mentionné ci-dessus. Le support d'informations peut être n'importe quelle entité ou dispositif capable de stocker le programme. Par exemple, le support peut comporter un moyen de stockage, tel qu'une ROM, par exemple un CD ROM ou une ROM de circuit microélectronique, ou encore un moyen d'enregistrement magnétique, par exemple une disquette (floppy disc) ou un disque dur. D'autre part, le support d'informations peut être un support transmissible tel qu'un signal électrique ou optique, qui peut être acheminé via un câble électrique ou optique, par radio ou par d'autres moyens. Le programme selon l'invention peut être en particulier téléchargé sur un réseau de type Internet. Alternativement, le support d'informations peut être un circuit intégré dans lequel le programme est incorporé, le circuit étant adapté pour exécuter ou pour être utilisé dans l'exécution du procédé en question. On peut également envisager, dans d'autres modes de réalisation, que le procédé d'obtention, le procédé de surveillance, le 35 dispositif d'obtention et le système de surveillance présentent en combinaison tout ou partie des caractéristiques précitées. Brève description des dessins D'autres caractéristiques et avantages de la présente invention ressortiront de la description faite ci-dessous, en référence aux dessins 5 annexés qui en illustrent un exemple de réalisation dépourvu de tout caractère limitatif. Sur les figures : - la figure 1, déjà décrite, illustre un comportement typique d'évolution de la pression différentielle au travers d'un filtre en fonction du temps d'exposition, ce filtre servant au filtrage d'un fluide dans un moteur 10 d'aéronef ; - la figure 2, déjà décrite, illustre l'évolution de la pression différentielle au travers du filtre en fonction de la masse de polluant contenu dans ce filtre ; - la figure 3 représente schématiquement un système de surveillance 15 conforme à l'invention dans un mode particulier de réalisation ; - la figure 4 représente schématiquement l'architecture matérielle d'une unité de traitement électronique intégrant le système de surveillance de la figure 3; - la figure 5 représente, sous forme d'ordinogramme, les principales 20 étapes d'un procédé d'obtention d'une pression différentielle de référence, conforme à l'invention dans un mode particulier de réalisation ; - les figures 6a-6m représentent pour 13 phases taxi d'un turboréacteur un exemple d'évolution du logarithme de la pression différentielle au 25 travers du filtre en fonction de l'inverse de la température ; - les figures 7a-7e et 7f-7j représentent cette même évolution pour 5 phases taxi consécutives d'un turboréacteur lorsque la température est prise respectivement au niveau du filtre et en aval du filtre ; - la figure 8 montre un exemple d'évolution de la pression différentielle 30 de référence sur 13 phases taxi d'un turboréacteur ; et - la figure 9 représente des étapes d'un procédé de surveillance conforme à l'invention, dans un mode particulier de réalisation. Description détaillée de l'invention 35 La figure 3 représente schématiquement, dans son environnement, un système 1 de surveillance d'un filtre 2 servant au filtrage d'un fluide 3 dans un moteur 4 d'aéronef, conforme à l'invention, dans un mode particulier de réalisation. Le fluide 3 est par exemple de l'huile ou un carburant, injecté dans le moteur 4 par l'intermédiaire d'un circuit 5, connu en soi et non détaillé ici. Le circuit 5 comprend notamment, en plus du filtre 2, un réservoir 6, une pompe d'alimentation 7 telle que par exemple une pompe volumétrique, ainsi que des canalisations reliant ces différents équipements. Le moteur 4 est par exemple ici un turboréacteur. Toutefois, 10 aucune limitation n'est attachée au type de moteur considéré. Le système de surveillance 1 vise à surveiller l'état du filtre 3 tout au long de sa vie et notamment son degré de colmatage, en vue de prévenir d'éventuelles défaillances du filtre, et ce dans une optique d'optimisation des coûts de maintenance du moteur 4. 15 A cet effet, dans le mode de réalisation décrit ici, le système de surveillance est apte à déterminer l'état et/ou l'évolution du degré de colmatage du filtre 2 afin d'être en mesure notamment de pronostiquer le temps restant avant d'atteindre le seuil de pré-colmatage du filtre. Il comprend pour cela : 20 - un dispositif 8 d'obtention d'une pression différentielle APref(m) de référence du fluide 3 pour différentes missions de l'aéronef indexées par m, où m étant un entier positif. La pression différentielle APref(m) obtenue pour chaque mission m correspond à une température de référence Tref identifiée pour le moteur 4 à partir d'informations 25 fournies par le fabricant du moteur et représentatives des conditions d'exploitation du moteur ; et - un module 9 de détermination d'un état et/ou d'une évolution d'un degré de colmatage du filtre 2 à partir des pressions différentielles de référence obtenues par le dispositif 8 pour les différentes missions 30 considérées de l'aéronef. Conformément à l'invention, les différentes pressions différentielles de référence obtenues par le dispositif 8 d'obtention pour les différentes missions considérées sont avantageusement comparables entre elles et permettent un suivi de l'état du filtre d'une mission à l'autre 35 de l'aéronef. Les pressions différentielles de référence obtenues par le dispositif 8 sont en effet affranchies du contexte d'acquisition (ex. température, régime du moteur, etc.) dans lequel elles ont été mesurées au travers du filtre 2 et qui peuvent influer sur leurs valeurs. Dans le mode de réalisation décrit ici, le système de surveillance 1 comprenant le dispositif 8 d'obtention et le module 9 de détermination fait partie d'une unité électronique 10 de traitement de données telle un calculateur ou un ordinateur se trouvant au sol. Cette unité électronique 10 a l'architecture matérielle d'un ordinateur, telle qu'illustrée schématiquement à la figure 4, sur laquelle s'appuie le dispositif d'obtention 8 et le module de détermination 9. Plus précisément l'unité électronique 10 comprend notamment un processeur 10A, une mémoire vive 10B, une mémoire morte 10C, une mémoire flash non volatile 10D, des moyens d'entrée/sortie 10E ainsi que des moyens de communication 10F. Ces moyens de communication 10F permettent en particulier à l'unité électronique 10 et plus précisément au dispositif d'obtention 8 d'obtenir des mesures de différents paramètres de fonctionnement du moteur 4 réalisées au cours du temps lors de différentes missions de l'aéronef. Ils peuvent s'appuyer par exemple sur une liaison de données établie entre l'unité électronique 10 et le calculateur du moteur 4 de l'aéronef (telle qu'une liaison ACARS (Aircraft Communication Addressing and Reporting System)), ou sur une liaison sans fil ou filaire activée à la fin de chaque mission, etc. Ces mesures sont, dans le mode de réalisation décrit ici, des mesures : - de la pression différentielle AP au travers du filtre 2, réalisées ici par un capteur de pression différentielle 11 de type pont de jauge installé entre l'entrée et la sortie du filtre 2 et qui permet de mesurer à chaque instant la pression différentielle au travers de ce filtre ; - de la température Tav du fluide 3, réalisées par un capteur de température 12. Dans l'exemple envisagé ici, le capteur de température 12 est placé sur une canalisation (ou conduite) du circuit 5 en un point situé en aval du filtre 2 et en amont d'un équipement modifiant la thermique du fluide 5 (tel que par exemple, selon le fluide considéré, un échangeur thermique, un injecteur de carburant, ou le réservoir de fluide en lui-même). Les termes « aval » et « amont » s'entendent ici par rapport au sens de circulation du fluide 3 dans le circuit 5. Le capteur de température 12 ne mesure donc pas directement la température Tfilt au niveau du filtre 2 ; et - du régime N2 de rotation du moteur 4, réalisées par un capteur de régime moteur 13. Les capteurs 11, 12 et 13 sont connus en soi et ne sont donc pas décrits plus en détail ici. De tels capteurs sont classiquement utilisés à bord d'un aéronef. Dans l'exemple envisagé ici, le système de surveillance 1 s'appuie avantageusement sur les mesures remontées par des capteurs déjà prévus à bord de l'aéronef pour la surveillance de divers 10 phénomènes. L'invention ne nécessite donc pas de mesures spécifiques en soi en dehors de celles déjà classiquement prévues pour un moteur. Bien entendu, en variante on peut envisager de placer dans le moteur 4 des capteurs spécifiques pour la mise en oeuvre de l'invention. Ainsi, notamment, on peut envisager d'utiliser un capteur apte à mesurer 15 la température du fluide Tfilt qui traverse le filtre c'est-à-dire au niveau du filtre et non en un point de mesure situé en aval de celui-ci. On peut également envisager en variante de placer les deux capteurs de pression en entrée et en sortie du filtre 2 et de remonter à l'unité électronique 10 les pressions mesurées par ces deux capteurs afin 20 qu'elle en déduise la pression différentielle au travers du filtre 2. La mémoire morte 10C de l'unité de traitement 10 constitue un support d'enregistrement conforme à l'invention, lisible par le processeur 10A et sur lequel est ou sont enregistré(s) un ou plusieurs programmes d'ordinateur conforme à l'invention, comportant des instructions pour 25 l'exécution des étapes d'un procédé d'obtention et d'un procédé de surveillance conformes à l'invention décrites ultérieurement. Ce ou ces programmes d'ordinateur définissent de façon équivalente des modules fonctionnels du système de surveillance (modules logiciels ici), à savoir notamment, dans le mode de réalisation 30 décrit ici, le module 9 de détermination mais également un module 8A d'obtention des mesures de pression différentielle et de température réalisées lors de chaque mission considérée de l'aéronef, un module 8B de recalage des mesures de température au niveau du filtre 2, un module 8C d'estimation d'un modèle de comportement local de la pression différentiel 35 en fonction de la température, un module 8D de vérification de la validité d'au moins une condition de mise à jour d'un modèle dit global de comportement de la pression différentielle du filtre en fonction de la température du fluide traversant ce filtre, un module 8E de mise à jour de ce modèle global si ladite au moins une condition de mise à jour est valide, et un module 8F de détermination d'une pression différentielle de référence du fluide en utilisant le modèle global de comportement et la température de référence Tref du fluide identifiée pour le moteur. Les fonctions de ces modules sont décrites plus en détail maintenant en référence aux étapes du procédé d'obtention et du procédé de surveillance. La figure 5 représente, sous forme d'ordinogramme, les principales étapes d'un procédé d'obtention de pressions différentielles de référence selon l'invention, dans un mode particulier de réalisation dans lequel il est mis en oeuvre par le dispositif 8 d'obtention du système de surveillance 1 illustré à la figure 4. Dans le mode de réalisation décrit ici, la surveillance exercée par le système 1 est mise en oeuvre à l'issue de chaque mission de l'aéronef (i.e. chaque vol), autrement dit chaque cycle du moteur 4. On désigne la mission en cours de traitement par le système de surveillance par « mission courante ». Elle est indexée par l'entier m. Le dispositif 8 obtient donc à l'issue de la mission courante m de l'aéronef, par l'intermédiaire de son module 8A, les valeurs de pression différentielle AP(m,t) mesurées par le capteur 11 au travers du filtre 2 à divers instants t durant la mission courante m (étape E10). Dans le mode de réalisation décrit ici, on se limite à l'acquisition par le dispositif 8 des valeurs de pression différentielle mesurées pendant la phase de taxi de l'aéronef, c'est-à-dire lorsque celui-ci se déplace au sol avant son décollage. Durant cette phase avantageusement, le moteur 4 s'échauffe et le régime du corps haute pression du moteur est quasiment stationnaire et varie peu d'une mission à l'autre de l'aéronef. Il en résulte également un débit quasiment stationnaire du fluide 5 traversant le filtre 2. Le dispositif 8 obtient également par l'intermédiaire de son module 8A, les valeurs de température Tav(m,t) mesurées aux mêmes instants t par le capteur de température 12 (étape E10). Les valeurs de pression différentielle et de température obtenues par le dispositif 8 ont été stockées par exemple lors de la N 3030624 16 mission m par une mémoire du calculateur du moteur 4 et sont remontées au système de surveillance 1 par l'intermédiaire de ses moyens de communication 10F sur lesquels s'appuie ou avec lesquels est relié le module 8A pour obtenir à son tour ces valeurs. 5 Comme mentionné précédemment, dans l'exemple envisagé ici, les valeurs de température Tav ont été mesurées par le capteur 12 qui est situé sur une canalisation en aval du filtre 2. Elles ne correspondent donc pas directement à la température au niveau du filtre 2. Les inventeurs ont cependant constaté, via l'analyse de données 10 résultant d'essais réalisés sur un moteur similaire au moteur 4, qu'il existe, pour des points de mesure de cette température situés en aval du filtre 2 et en amont (par rapport au sens d'écoulement du fluide) d'un équipement modifiant la thermique du fluide 5 tel que cité précédemment, une relation linéaire entre la température Tav acquise en ces points de 15 mesure et la température Tfilt du fluide 5 au niveau du filtre 2, ces températures étant exprimées en degrés Celsius. Cette relation linéaire est en outre indépendante de l'altitude de l'aéronef et du régime du moteur 4. Elle peut être déterminée de manière empirique à partir des données d'essais. 20 Dans le mode de réalisation décrit ici, on suppose que le dispositif 8, par l'intermédiaire de son module de recalage 8B, utilise la relation linéaire ainsi déterminée pour recaler les mesures de température Tav au niveau du filtre 2 (étape E20) : en d'autres mots, le module de recalage 8B estime au cours de cette étape la température Tfilt du fluide 5 25 au niveau du filtre 2 à partir des mesures de la température Tav(m,t) remontées par le moteur 4 et de la relation linéaire déterminée empiriquement sur les températures exprimées en degrés Celsius. Le dispositif d'obtention 8 obtient ainsi à l'issue de l'étape E20 des mesures estimées Tfilt(m,t) de la température du fluide 5 au niveau du filtre 2. 30 Il convient de noter que les températures Tfilt et Tav désignent toutes deux des températures du fluide 5 au sens de l'invention. Puis, dans le mode de réalisation décrit ici, le dispositif 8, par l'intermédiaire de son module d'estimation 8C, estime un modèle dit local de comportement de la pression différentielle AP au travers du filtre 2 en 35 fonction de la température du fluide 5 pour la mission m, noté LOC(m) (étape E30). Pour construire ce modèle LOC(m), le module d'estimation 8C utilise ici les mesures de pression différentielle ,ÛP(m,t) et les mesures de température Tfilt(m,t) estimées par le module de recalage 8B à partir des mesures de température Tav(m,t) acquises par le capteur 12 lors de la mission courante m. Dans le mode de réalisation décrit ici, le modèle local LOC(m) modélise une relation linéaire entre le logarithme de la pression différentielle AP et l'inverse de la température Tfilt au niveau du filtre, exprimée en degré Celsius. Afin de limiter le nombre de paramètres à déterminer pour 10 estimer le modèle local LOC(m), les inventeurs ont en effet judicieusement pensé, au regard de divers essais menés sur banc, à combiner : - la loi de Darcy introduite précédemment et modélisant au premier ordre la pression différentielle /IP en fonction de la viscosité 1.1(T) du fluide 5 et de son débit Q à travers le filtre 2 selon la formule 15 suivante : AP = A x p.(T) x Q où A est un facteur dépendant du modèle (type) de filtre 2 considéré et de la masse de polluant que celui-ci contient ; et - la loi de Gurnan-Andrade qui établit une relation linéaire entre le logarithme de la viscosité 1_1(T) du fluide 5 et l'inverse de la 20 température T du fluide exprimée en degré Celsius, selon la formule suivante : log(p(T)) = a+ -b La combinaison de ces deux relations conduit à une relation linéaire entre d'une part le logarithme de la pression différentielle AP et d'autre part l'inverse de la température T, soit : 25 log(AP) = a + (1) où a est un nombre réel dépendant notamment de la quantité de pollution dans le filtre 2, du débit Q du fluide, de la géométrie du filtre et du rendement de la pompe 7, p est un nombre réel égal à b, et T est exprimée en degrés Celsius. 30 Le module 8C d'estimation s'appuie ainsi sur la relation (1) pour estimer le modèle de comportement local LOC(m) de la pression différentielle AP en fonction de la température du fluide Tfilt. Plus particulièrement ici, il applique une régression linéaire sur les mesures de pression différentielle AP(m,t) et de température Tfilt(m,t), de façon connue en soi. Cette régression linéaire lui permet d'estimer les valeurs a(m) et 13(m) du modèle local LOC(m). Les figures 6a-6m représentent, pour 13 phases taxi de missions successives d'un turboréacteur à double corps et double flux observées sur banc d'essai, l'évolution du logarithme de la pression différentielle AP au travers du filtre (représenté en ordonnée) en fonction de l'inverse de la température au niveau du filtre (représenté en abscisse). Il convient de noter sur cette figure qu'il existe bien, en général, une relation linéaire qui se dégage entre ces deux grandeurs pour ce turboréacteur. Les figures 7a-7e et 7f-7j montrent que cette relation linéaire subsiste en différents points de mesure de la température du fluide considéré, pour 5 phases taxi consécutives observées sur banc d'essai. En effet, les figures 7a-7e représentent le modèle local estimé à partir de la température mesurée au niveau du filtre. Les figures 7f-7j représentent le modèle local estimé à partir de la température mesurée en un point situé sur une canalisation en aval du filtre et en amont d'un équipement changeant la thermique du fluide. Ainsi, en variante, le modèle local est directement estimé à partir des mesures de pression différentielle AP(m,t) et des mesures de température Tav(rn,t) acquises lors de la mission courante m, autrement dit, le module d'estimation 8C estime d'abord le comportement de la pression différentielle en fonction de la température Tav au point de mesure considéré situé en aval du filtre 2 puis applique la relation linéaire empirique utilisée à l'étape E20 donnant la température Tfilt au niveau du filtre en fonction de la température Tav au point de mesure. L'ordre des étapes E20 et E30 peut donc être quelconque. Dans le mode de réalisation décrit ici, le modèle local obtenu par le module d'estimation 8C est ensuite utilisé pour déterminer si les mesures de pression différentielle et de température obtenues sur la mission courante m peuvent être considérées pour mettre à jour un modèle de comportement global noté GLOB de la pression différentielle au travers du filtre 2 en fonction de la température du fluide 5. Ce modèle global, estimé sur plusieurs missions, est destiné à permettre de déterminer une pression différentielle de référence, exempte des influences de contexte dues aux conditions de vol du moteur. Il est estimé à partir de mesures de la pression différentielle et de la température acquises sur plusieurs missions sélectionnées sur la base de critères prédéterminés, et stockées dans une base de données 14 enregistrée par exemple dans la mémoire non volatile 10D de l'unité de traitement 10. Les critères pour mettre à jour la base de données 14 avec les mesures acquises lors de la mission courante et le modèle global GLOB se traduisent ici par des conditions de mise à jour dont la validité est vérifiée par le module de vérification 8D (étape E40). Plus précisément ici, une première condition de mise à jour vérifiée par le module de vérification 8D concerne la qualité du modèle local LOC(rn) estimé par le module 8C, autrement dit ici la qualité de la régression linéaire réalisée sur les mesures de pression différentielle AP et de température Tfilt. Une telle qualité peut être déterminée à partir de critères connus en soi, comme par exemple : - des critères portant sur les données (i.e. mesures de pression différentielle ici) utilisées pour la régression linéaire, comme le nombre de données acquises, la plage de température couverte par ces données, etc. ; et/ou - des critères portant sur la régression linéaire réalisée, comme notamment le coefficient de régression linéaire, l'erreur quadratique de la modélisation. L'analyse et l'utilisation de tels critères pour déterminer si la qualité du modèle local est satisfaisante ne posent pas de difficulté en soi à l'homme du métier et n'est pas décrite en détail ici. Elles peuvent s'appuyer notamment sur la comparaison des critères précités par rapport à des seuils prédéterminés. Dans le mode de réalisation décrit ici, le module de vérification 30 8D vérifie également si la plage de variation des mesures de températures obtenues pour la mission courante est suffisante, par rapport à un seuil prédéterminé. On constate en effet que pendant les phases taxi observées sur les figures 7A et 7B, la température varie au point de mesure comme au 35 filtre sur une étendue de 15°C-20°C ou plus jusqu'à 60°C pour une température de référence à travers le filtre 5 identifiée pour le turboréacteur faisant l'objet des tests de l'ordre de 40°C. En conditions réelles d'exploitation, cette température peut varier sur une plage plus importante (en cas de démarrages à froid, de phases taxi prolongées, etc.) ou au contraire ne quasiment pas évoluer (en cas de démarrages à chaud). Dans le mode de réalisation décrit ici, on privilégie pour la mise à jour de la base de données 14 et du modèle global GLOB les cycles (missions) à fort croissance de température (qui correspondent en général au premier démarrage du moteur de la journée, c'est-à-dire encore au démarrage à froid du moteur). Ceci permet ensuite une légère extrapolation ou interpolation pour obtenir à partir du modèle GLOB la pression différentielle de référence à la température de référence, par rapport aux cycles où l'évolution de la température est restreinte. Si les deux conditions précitées sont valides (i.e. qualité de la régression et plage de températures suffisantes) (réponse oui à l'étape test E40), les mesures de pression différentielle AP et de température Tfilt correspondant à la mission courante m sont stockées dans la base de données 14. Bien entendu, d'autres conditions de mise à jour peuvent être considérées en plus ou en remplacement des deux conditions précitées. Par exemple, on peut envisager une condition portant sur l'ancienneté des missions précédentes stockées dans la base de données pour prendre en compte une évolution du comportement du filtre au cours du temps : si une mission stockée dans la base de données est considérée comme trop ancienne pour refléter le comportement actuel du filtre elle peut être remplacée par une mission courante plus récente. On peut également envisager une condition portant sur le nombre de mesures acquises lors de la mission courante (si ce nombre est insuffisant les mesures peuvent être considérées comme n'étant pas suffisamment représentatives du comportement « global » du moteur), ou sur le nombre de missions stockées dans la base de données (par rapport à un nombre maximal, tel que par exemple 20), etc. Si les deux conditions précitées ne sont pas valides (réponse non à l'étape test E40), les mesures de pression différentielle et de 35 température obtenues pour la mission courante m ne sont pas stockées dans la base de données 14. On suppose ici que les deux conditions de mise à jour sont valides et que les mesures de pression différentielle et de température obtenues pour la mission courante m sont stockées dans la base de données 14. Le module 8E de mise à jour du modèle global GLOB est alors activé (étape E50), et estime le modèle global GLOB à partir de l'ensemble des mesures stockées dans la base de données 14. Ces mesures correspondent aux mesures acquises le cas échéant lors de missions précédentes et dans l'exemple décrit ici, aux mesures acquises lors de la mission courante m. Comme pour le modèle local LOC(m), le modèle global GLOB modélise une relation linéaire entre le logarithme de la pression différentielle et la température du fluide exprimée en degré Celsius (en s'appuyant sur la relation (1) introduite précédemment). A chaque mise à jour, il est (ré)estimé par le module 8E en appliquant une régression linéaire à l'ensemble des mesures stockées dans la base de données 14. Le modèle global GLOB est ainsi représentatif de conditions moyennes d'acquisition des mesures et permet de s'affranchir de la dépendance à ces conditions de la pression différentielle au travers du filtre. En variante, les paramètres des modèles locaux des missions précédentes sélectionnées sont stockés dans la base de données 14 et le modèle global est mis à jour à partir de ces paramètres directement, qui sont issus des mesures réalisées lors des missions précédentes sélectionnées. Puis le module 8F de détermination d'une pression différentielle de référence du fluide 5 utilise le modèle global GLOB (mis à jour le cas échéant, ou celui dérivé lors d'une mission précédente si aucune mise à jour n'a été réalisée lors de la mission courante m) pour déterminer une pression différentielle de référence du fluide 5 APref(m) pour la mission m à la température de référence Tref identifiée pour le moteur 4 (étape E60). Cette température de référence, comme mentionné précédemment, peut être facilement identifiée à partir des conditions d'exploitation du moteur 4 et des informations fournies par le fabricant du moteur. Elle correspond à une température au niveau du filtre 2. Plus précisément, en utilisant la relation (1) : APref(m) = ere«- ifG Tre f Si CrG et 13-"G désignent les paramètres du modèle global GLOB estimé à partir des mesures de pression différentielle AI) au travers du filtre 2 et des mesures Tfilt de température au niveau du filtre 2. De façon similaire, si on estime le modèle global GLOB (i.e. les 5 paramètres c76 et e) à partir des mesures de pression différentielle Al) au travers du filtre 2 et des mesures Tav de température au point de mesure considéré situé en aval du filtre 2, on obtient : APref(m) = ea TTref où TTref désigne la température de référence au point de mesure (en 10 degrés Celsius), qui peut être déterminée à partir de la température de référence Tref en utilisant la relation linéaire empirique considérée à l'étape E20. La figure 8 illustre les valeurs de la pression différentielle de référence APref en bar obtenue lors de 13 phases (cycles) de taxi 15 consécutives d'un turboréacteur à double corps double flux avec la température prise au niveau du filtre (courbe Cl représentée en traits discontinus) ou au point de mesure en aval du filtre (courbe C2 représentée en traits points). La température de référence Tref considérée est 40°C pour un régime moteur de 15000 tours/minute correspondant à 20 une plage typique de ralenti du turboréacteur. On constate sur cette figure que les courbes sont confondues, autrement dit, mènent à une même valeur de la pression différentielle de référence. Le seuil d'alarme Si dit de bipasse d'obstruction est indiqué sur la courbe à titre illustratif. On note que pour une pompe 7 volumétrique comme dans 25 l'exemple envisagé ici, la pression différentielle AP est proportionnelle au régime N2 du moteur 4. Il est donc possible de reconstituer la pression différentielle de référence APref pour une température de référence à n'importe quel régime, à partir des mesures de régime moteur acquises par le capteur 13. 30 Par ailleurs, dans le mode de réalisation décrit ici, les modèles LOC(m) et GLOB sont estimés à partir de la relation linéaire (1), provenant de la combinaison de la loi de Darcy et de la loi de Guzman-Andrade qui établit une relation linéaire entre le logarithme de la viscosité p(T) du fluide 5 et l'inverse de la température T du fluide. Toutefois, cette 35 hypothèse n'est pas limitative en soi, et d'autres relations peuvent être envisagées pour définir les modèles LOC(m) et GLOB. Ainsi, par exemple, les inventeurs ont établi la relation empirique suivante liant la viscosité 1.1(T) à la température du fluide T exprimée en degrés Celsius : logOog(p.(T) + 0.7)) = a. (log(T))2 - b. log(T) + c Cette relation, combinée à la loi de Darcy conduit à un modèle plus complexe à estimer que le modèle linéaire précédemment décrit puisqu'il nécessite l'estimation de trois paramètres (a, b et c). Néanmoins il peut être utilisé pour mettre en oeuvre l'invention et permettre la détermination d'une pression différentielle de référence affranchie de l'influence du contexte. Les étapes E10 à E60 sont reproduites par le système de surveillance pour chaque nouvelle mission de l'aéronef (étape E70). A l'issue de l'étape E60, la pression différentielle de référence APref(m) déterminée pour la mission courante m est fournie par le dispositif 8 d'obtention au module 9 de détermination du système de surveillance 1. La figure 9 illustre les principales étapes mises en oeuvre par le module 9 sur réception de la pression différentielle de référence APref(m) déterminée pour la mission courante m. Sur réception de cette pression différentielle, le module 9 complète une courbe de référence Cref consignant les différentes valeurs de pression différentielle de référence déterminées pour les missions précédentes de l'aéronef (étape F10). Cette courbe de référence Cref (similaire aux courbes illustrées sur la figure 8) montre l'évolution de la pression différentielle au travers du filtre 2 au cours du temps (caractérisé par les différentes missions considérées de l'aéronef). Elle peut éventuellement être recalée si besoin à des points de fonctionnement donnés à partir d'une courbe de référence « théorique » fournie par l'équipementier du moteur 4. Puis à partir de l'examen de cette courbe de référence Cref et en particulier de la valeur APref(m) dernièrement reçue, le module 9 détermine une ou plusieurs signatures représentatives d'un état ou d'une évolution d'un degré de colmatage du filtre 2 (étape F20). De telles signatures sont décrites en détail dans le document FR 2 494 352. Il peut s'agir notamment d'une signature d'anticipation locale de colmatage indiquant la probabilité d'atteindre le seuil de bipasse d'obstruction Si à horizon donné ou un nombre de vols avant d'atteindre le seuil de bipasse d'obstruction Si, une signature temporelle indiquant le temps de vie restant du filtre 2, etc. Dans le mode de réalisation décrit ici, l'analyse de l'état et/ou de l'évolution du degré de colmatage du filtre 2 par le module de détermination 9 comprend également la prise en compte de la pression différentielle maximale APmax atteinte au travers du filtre 2 lors de la mission courante m et des conditions de contexte associées (régime N2max du moteur 4 et température Tmax du fluide 5). Ces valeurs peuvent être déterminées à partir des mesures obtenues pour la mission m par le dispositif d'acquisition 8 et être utilisées pour évaluer et/ou pondérer les signatures précitées. Ainsi la surveillance réalisée par le système de surveillance 1, et en particulier le franchissement du seuil d'alerte Si de bipasse d'obstruction, est basée exclusivement sur la pression différentielle au travers du filtre 2 toutes conditions de régime moteur et de température confondues. Il n'est plus nécessaire de prendre en compte l'évolution du rendement de la pompe ni de la viscosité du fluide contrairement à l'état de la technique.25 REVENDICATIONS1. Procédé d'obtention d'une pression différentielle de référence (3,Pref(m)) d'un fluide (5) traversant un filtre (2) d'un moteur d'aéronef (4) lors d'une mission dite courante de cet aéronef, cette pression différentielle de référence étant destinée à être utilisée pour une surveillance du filtre, le procédé comprenant : - une étape d'obtention (E10) d'une pluralité de mesures (AP(ni,t),Tav(m,t)), réalisées lors de la mission courante, d'une pression différentielle du fluide au travers du filtre et d'une température de ce fluide ; - une étape de vérification (E40) de la validité d'au moins une condition de mise à jour d'un modèle dit global de comportement de la pression différentielle du filtre en fonction de la température du fluide, ce modèle global ayant été estimé à partir de mesures de la pression différentielle et de la température réalisées lors d'au moins une mission précédente de l'aéronef ; - si ladite au moins une condition de mise à jour est valide, une étape de mise à jour (E50) du modèle global (GLOB) avec les mesures réalisées lors de la mission courante ; et - une étape de détermination (E60) d'une pression différentielle de référence (APref(m)) du fluide en utilisant le modèle global de comportement et une température de référence (Tref) du fluide identifiée pour le moteur. 2. Procédé selon la revendication 1 dans lequel la pluralité de mesures obtenues lors de l'étape d'obtention a été réalisée durant une phase de taxi de la mission de l'aéronef. 3. Procédé selon la revendication 1 ou 2 dans lequel le modèle global (GLOB) de comportement modélise une relation linéaire entre le logarithme de la pression différentielle et l'inverse de la température. 4. Procédé selon la revendication 3 dans lequel le modèle global 35 est estimé en appliquant une régression linéaire aux mesures des missions considérées pour l'estimer. 5. Procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 4 comprenant en outre une étape d'estimation (E30), à partir de la pluralité de mesures (AP(m,t),Tav(m,t)) obtenues pour la mission courante, d'un modèle dit local (LOC(m)) de comportement de la pression différentielle en fonction de la température du fluide pour la mission courante, et dans lequel ladite au moins une condition de mise à jour comprend une condition portant sur une qualité du modèle local estimé. 6. Procédé selon la revendication 5 dans lequel le modèle local de comportement modélise une relation linéaire entre le logarithme de la pression différentielle et l'inverse de la température. 7. Procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 6 dans 15 lequel ladite au moins une condition de mise à jour comprend au moins une condition parmi : - une condition portant sur le nombre de mesures obtenues pour la mission courante ; - une condition portant sur l'ancienneté des missions précédentes 20 considérées pour estimer le modèle global de comportement ; - une condition portant sur une plage de variation des mesures de température obtenues. 8. Procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 7 dans 25 lequel les mesures de température (Tav(m,t)) obtenues ont été réalisées en un point de mesure situé en aval du filtre et en amont d'un équipement changeant une thermique du fluide. 9. Procédé de surveillance d'un filtre (2) servant au filtrage d'un 30 fluide (5) dans un moteur (4) d'aéronef, comprenant : - une étape d'obtention (E60), en mettant en oeuvre un procédé d'obtention selon l'une quelconque des revendications 1 à 8, d'une pression différentielle de référence du fluide lors d'au moins une mission de l'aéronef, cette pression différentielle de référence 35 correspondant à une température de référence identifiée pour le moteur ; et- une étape de détermination (F20) d'un état et/ou d'une évolution d'un degré de colmatage du filtre en utilisant la pression différentielle de référence obtenue pour ladite au moins une mission. 10. Programme d'ordinateur comportant des instructions pour l'exécution des étapes du procédé d'obtention selon l'une quelconque des revendications 1 à 8 ou pour l'exécution des étapes du procédé de surveillance selon la revendication 9 lorsque ledit programme est exécuté par un ordinateur. 11. Support d'enregistrement lisible par un ordinateur sur lequel est enregistré un programme d'ordinateur comprenant des instructions pour l'exécution des étapes du procédé d'obtention selon l'une quelconque des revendications 1 à 8 ou pour l'exécution des étapes du procédé de surveillance selon la revendication 9. 12. Dispositif (8) d'obtention d'une pression différentielle de référence d'un fluide (5) traversant un filtre (2) d'un moteur (4) d'aéronef lors d'une mission dite courante de cet aéronef, cette pression différentielle de référence étant destinée à être utilisée pour une surveillance du filtre, le dispositif comprenant : - un module d'obtention (8A) d'une pluralité de mesures, réalisées lors de la mission courante, d'une pression différentielle du fluide au travers du filtre et d'une température de ce fluide ; - un module de vérification (8D) de la validité d'au moins une condition de mise à jour d'un modèle dit global de comportement de la pression différentielle du filtre en fonction de la température du fluide, ce modèle global ayant été estimé à partir de mesures de la pression différentielle et de la température réalisées lors d'au moins une mission précédente de l'aéronef ; - un module de mise à jour (8E) du modèle global (GLOB) avec les mesures réalisées lors de la mission courante activé si ladite au moins une condition de mise à jour est valide ; et - un module de détermination (8F) d'une pression différentielle de référence du fluide en utilisant le modèle global de comportement et une température de référence du fluide identifiée pour le moteur. 13. Système (1) de surveillance d'un filtre servant au filtrage d'un fluide dans un moteur d'aéronef, comprenant : - un dispositif d'obtention (8) d'une pression différentielle de référence d'un fluide traversant le filtre lors d'au moins une mission de l'aéronef selon la revendication 12, cette pression différentielle de référence correspondant à une température de référence identifiée pour le moteur ; et - un module de détermination (9) d'un état et/ou d'une évolution d'un degré de colmatage du filtre configuré pour utiliser la pression différentielle de référence obtenue pour ladite au moins une mission.