Brevet FR3156837A1 — publié le 20250620

Procédé de maintien du fonctionnement d’un moteur d’aéronef en cas de défaillance d’une mesure de pression Un aspect de l’invention concerne un procédé de compensation d’une défaillance de mesure d’une pression dans un moteur d’aéronef. Figure à publier avec l’abrégé : Figure 4 Procédé de maintien du fonctionnement d’un moteur d’aéronef en cas de défaillance d’une mesure de pression DOMAINE TECHNIQUE DE L’INVENTION Le domaine technique de l’invention est celui du contrôle du régime d’un aéronef. La présente invention concerne un procédé de compensation d’une défaillance de mesure d’une pression dans un moteur d’aéronef. ARRIERE-PLAN TECHNOLOGIQUE DE L’INVENTION Dans un aéronef, les instructions de pilotage données par le pilote au cours du vol sont transmises à un calculateur, appelé FADEC pour « Full Authority Digital Engine Control » en anglais, chargé de transcrire ces instructions en commande auprès des différents organes de fonctionnement de l’aéronef. Dans ce calculateur, ces instructions sont, notamment, confrontées à des consignes et à des paramètres de navigation spécifiques à chaque appareil. Ces consignes et paramètres de navigation, tels qu’une consommation maximale et/ou minimale de carburant, sont, par exemple, évalués en fonction de données issues de mesures dans le moteur. En particulier, le régime de fonctionnement du moteur, c’est-à-dire sa vitesse de rotation, est limité par des consignes de sécurité portant sur un débit maximal et un débit minimal en carburant pouvant être apporté au moteur. Ces débits maximal et minimal sont calculés à partir de mesures de propriétés physiques, dont la pression en aval du compresseur haute pression. La pression à cet emplacement est classiquement obtenue par le calcul d’une pression statique, par le calculateur, dans un tube fin, appelé « capillaire », dont une extrémité est reliée à l’emplacement de la mesure et l’autre au calculateur. La mesure de cette pression est toutefois altérée par les conditions environnementales extrêmes de l’appareil, par exemple en cas de présence d’eau ou de givre dans le tube, qui faussent la pression calculée par le calculateur. Des dispositifs pour protéger les tubes de ces conditions extrêmes, par exemple pour dégivrer, existent mais restent insuffisants et peuvent ne pas détecter une anomalie de mesure pour cette pression, risquant de faire perdre le contrôle de l’appareil. Il existe donc un besoin d’amélioration du contrôle d’un aéronef en cas d’anomalie de mesure de la pression en sortie du compresseur haute pression. L’invention offre une solution aux problèmes évoqués précédemment, en permettant de détecter une défaillance de mesure non évitée ou compensée par les approches de l’art et qui permet de mettre en œuvre un mécanisme pour conserver le contrôle de l’appareil. Un premier aspect de l’invention concerne un procédé de compensation d’une défaillance de mesure d’une pression dans un moteur d’aéronef, le procédé comportant : Détecter une défaillance de mesure de la pression par : Détection d’une anomalie de mesure de la pression par comparaison de la pression mesurée en sortie d’un compresseur haute pression du moteur avec un modèle de la pression ; et Détection d’une incohérence de régime de fonctionnement du moteur de l’aéronef avec une consigne ; Compenser la défaillance de mesure par : Substitution de la mesure de pression par une pression obtenue par le modèle de pression ; Détermination d’une limite de protection au pompage et d’une limite de protection à l’extinction à partir d’une dérivée temporelle du régime de fonctionnement, les limites de protection au pompage et à l’extinction se substituant à des limites de protection erronées par l’anomalie de mesure de la pression ; Détermination d’une limite d’extinction basse puissance à partir d’un ralenti en régime d’un corps haute pression du moteur et/ou d’une limite prédéfinie de la pression en sortie du compresseur haute pression, la limite d’extinction basse puissance s’ajoutant aux limites de protection au pompage et à l’extinction. On entend par « compensation » un mécanisme ou une logique, par exemple implémentée sous forme d’instructions dans un calculateur, qui permet de remplacer une information erronée, en l’occurrence une mesure de pression, en supplantant cette information par une ou plusieurs données alternatives (la pression modélisée par le modèle de la pression, la limite de protection au pompage, la limite de protection à l’extinction et la limite d’extinction basse puissance). Ces données alternatives servent ensuite à corriger les consignes de pilotage des organes de l’aéronef produites par le calculateur, notamment concernant le régime moteur. On entend par « défaillance » de la mesure de pression une erreur lors du calcul de la pression par le calculateur du fait d’une perturbation du dispositif de la mesure produisant alors une valeur de pression erronée par rapport à la pression effective au point de mesure, c’est-à-dire la pression en sortie du compresseur haute pression (HP). En l’occurrence, l’erreur sur le calcul de la pression par le calculateur peut être la conséquence d’une obstruction du capillaire acheminant la pression depuis la sortie du compresseur HP vers le calculateur, par exemple à cause de la présence d’eau ou de givre dans ce capillaire. On entend par « anomalie de mesure » une contradiction entre la pression mesurée et la pression estimée par le modèle de la pression. En particulier, il y a une anomalie lorsqu’une distance entre la mesure et le modèle est significative. On entend par « incohérence » du régime de fonctionnement une contradiction entre le régime auquel fonctionne le moteur et la consigne qui lui est adressée par le calculateur. Cette incohérence est liée à l’anomalie de mesure évoquée plus haut. C’est-à-dire que le comportement du moteur n’est pas cohérent avec la consigne déterminée par le calculateur pour répondre à l’instruction du pilote car cette consigne est construite sur une mesure erronée de la pression en aval du compresseur HP. Une consigne est donc une ou plusieurs commandes émises par le calculateur pour indiquer aux organes du moteur pour indiquer comment ceux-ci doivent fonctionner ou modifier leur mode de fonctionnement pour satisfaire l’instruction fournie par le pilote. On entend par « limite de protection au pompage » et « limite de protection à l’extinction » deux valeurs de butée maximales et minimales de débit de carburant apporté au moteur pour prévenir le pompage ou l’extinction du moteur. Ces valeurs servent à remplacer les butées classiquement calculées par le calculateur puisque ces dernières sont erronées par l’anomalie de mesure de la pression. On entend par « limite d’extinction basse puissance » une valeur de butée pour prévenir l’extinction du moteur lorsqu’il se trouve dans un mode de fonctionnement basse puissance. Cette valeur assure que le moteur n’aura pas d’extinction même s’il le moteur entre dans un mode de fonctionne basse puissance et malgré la défaillance de la mesure de pression. Grâce à l’invention, il est ainsi possible de détecter une défaillance dans la mesure de la pression puis de déclencher une logique permettant de garder le contrôle de l’aéronef. La défaillance de la mesure est détectée par la détermination de deux indicateurs : un écart significatif entre la pression mesurée et le modèle de la pression, ce modèle permettant d’évaluer de façon théorique la température en sortie du compresseur HP ; et une incohérence entre le comportement du moteur avec la consigne qui lui est adressée par le calculateur, laquelle est déterminée en fonction de la mesure de la pression qui est erronée. La compensation est ensuite mise en œuvre pour compenser la défaillance de la mesure de pression. La compensation comprend le remplacement de la mesure de pression par la pression théorique calculée par le modèle de la pression, lequel assure que le calculateur construise ses commandes de pilotage du moteur conformément à la pression effective de la sortie du compresseur HP, c’est-à-dire la pression réelle en aval dudit compresseur et non la pression anormale. La compensation comprend également la détermination de trois butées afin de remplacer celles classiquement calculées par le calculateur et servant à définir les limites du fonctionnement du moteur. En effet, les butées classiquement calculées sont ici erronées puisque la mesure de pression n’est pas conforme à la pression réelle dans le moteur. La compensation remplace donc ces valeurs par des valeurs qui assurent que le moteur fonctionne sans dysfonctionnement majeur, notamment sans risque de pompage et/ou d’extinction. En d’autres termes, la compensation permet de reconfigurer le contrôle du moteur via des logiques de fonctionnement pour assurer que le pilote conserve le contrôle de l’appareil bien que la mesure de la pression en sortie du compresseur soit défaillante. Ainsi, le pilote conserve le contrôle de son appareil bien qu’il y ait défaillance de la mesure de la pression en sortie du compresseur HP. La compensation peut se poursuivre jusqu’à ce que la défaillance soit résolue, par exemple par un dispositif de protection du capillaire ou jusqu’à l’arrêt de l’appareil, un fois son vol terminé. En outre, le procédé proposé permet de ne pas être sensible à une panne de mode commun. En effet, une redondance de la mesure de pression peut être implantée et être également défaillante du fait que l’acheminement de la pression est fait par un même capillaire qui se dédouble au niveau des calculateurs redondants. Enfin, et en cas de redondance de mesure, le procédé proposé permet de compenser la défaillance et de garder le contrôle de l’aéronef bien qu’une panne double de capteur ait lieu, c’est-à-dire que les capteurs sensibles à la pression respectifs des deux calculateurs redondants soient tous les deux défaillants du fait d’une anomalie autre qu’un défaut dans le capillaire. Outre les caractéristiques qui viennent d’être évoquées, le procédé selon le premier aspect de l’invention peut présenter une ou plusieurs caractéristiques complémentaires parmi les suivantes, considérées individuellement ou selon toutes les combinaisons techniquement possibles. Dans un mode de réalisation, le procédé selon l’invention comprend : Modifier le régime moteur à partir la pression obtenue par le modèle de pression, de la limite de protection au pompage, de la limite de protection à l’extinction et de la limite d’extinction basse puissance. Le régime de fonctionnement du moteur est alors corrigé pour être conforme à l’instruction fournie par le pilote, suivant de nouvelles consignes ou consignes corrigées produites par le calculateur. Dans un mode de réalisation, l’anomalie de mesure est détectée lorsqu’un écart d’une valeur mesurée de la pression avec une valeur théorique déterminée par le modèle de la pression est supérieur à un seuil prédéfini. Dans un mode de réalisation, une valeur mesurée étant obtenue par la mesure de la pression et une valeur théorique étant déterminée par le modèle de la pression, et la substitution de la mesure de pression est mise en œuvre par remplacement de la valeur mesurée par la valeur théorique. Dans un mode de réalisation, la consigne est un débit de carburant et l’incohérence est détectée lorsque : le régime de fonctionnement du moteur correspond à une décélération ou à un régime stationnaire tandis que le débit de carburant est égal à un débit maximal ; ou le régime de fonctionnement du moteur correspond à une accélération tandis que le débit de carburant est égal à un débit minimal. En d’autres termes, l’incohérence de régime de fonctionnement du moteur est détectée lorsque : Bien que le calculateur émette pour consigne d’atteindre le débit de carburant maximal, c’est-à-dire qu’il est attendu que le régime moteur accélère, le régime moteur reste inchangé ou décélère ; ou Bien que le calculateur émette pour consigne d’atteindre le débit de carburant minimal, c’est-à-dire qu’il est attendu que le régime moteur décélère, le régime moteur accélère. Un deuxième aspect de l’invention concerne un dispositif configuré pour mettre en œuvre le procédé selon le premier aspect. Un troisième aspect de l’invention concerne un aéronef comprenant le dispositif selon le deuxième aspect de l’invention. Un quatrième aspect de l’invention concerne un produit-programme d’ordinateur comprenant des instructions qui, quand le programme est exécuté sur un ordinateur, conduisent celui-ci à mettre en œuvre les étapes du procédé selon le premier aspect. Un cinquième aspect de l’invention concerne un support d'enregistrement lisible par ordinateur comprenant des instructions qui, lorsqu'elles sont exécutées par un ordinateur, conduisent celui-ci à mettre en œuvre les étapes du procédé selon le premier aspect. L’invention et ses différentes applications seront mieux comprises à la lecture de la description qui suit et à l’examen des figures qui l’accompagnent. BREVE DESCRIPTION DES FIGURES Les figures sont présentées à titre indicatif et nullement limitatif de l’invention. La FIG. 1 est un schéma synoptique illustrant l’enchaînement des étapes d’un procédé de compensation d’une défaillance de mesure d’une pression dans un moteur d’aéronef, selon un mode de réalisation. La FIG. 2 est une représentation schématique d’un dispositif configuré pour mettre en œuvre un procédé de compensation d’une défaillance de mesure d’une pression dans un moteur d’aéronef, selon un mode de réalisation. La FIG. 3 est un schéma illustrant la détermination d’une estimation de pression par un modèle théorique selon un mode de réalisation. La FIG. 4 est un schéma synoptique illustrant la mise en œuvre selon un mode de réalisation du procédé de compensation d’une défaillance de mesure d’une pression dans un moteur d’aéronef. DESCRIPTION DETAILLEE Sauf précision contraire, un même élément apparaissant sur des figures différentes présente une référence unique. Ainsi que décrit ci-après, l’invention propose un procédé de compensation d’une défaillance de mesure d’une pression dans un moteur d’aéronef. Ce procédé permet de substituer des données erronées traitées par un calculateur par des données corrigées ou alternatives. Le calculateur, autrement appelé FADEC pour « Full Authority Digital Engine Control » en anglais, est chargé de traduire les instructions de pilotage du pilote en consignes pour les organes du moteur d’un aéronef. Le procédé comprend deux étapes principales : la première sert à détecter la défaillance de la mesure de pression et la deuxième à compenser la défaillance. L’enchaînement des étapes du procédé 100 est illustré sur la FIG. 1 . L’étape 110 de détection d’une défaillance de mesure de la pression est d’abord mise en œuvre. Cette détection repose sur l’évaluation de deux indicateurs représentatifs de cette défaillance, à savoir une comparaison de la pression mesurée à un modèle théorique, et l’identification d’incohérence entre le fonctionnement réel du moteur avec la consigne émise par le calculateur. L’étape 110 comprend donc une étape 111 de comparaison de la pression mesurée avec le modèle de pression. La pression est mesurée à la sortie du compresseur haute pression (HP) du moteur de l’aéronef. La mesure est effectuée par des techniques classiquement utilisées, par exemple via un capillaire reliant l’emplacement de mesure au calculateur. La pression mesurée est une pression statique ou quasi-statique. La mesure est ici sujette à un dysfonctionnement, par exemple du fait de la présence de givre ou d’eau dans le capillaire ou du fait d’un mauvais fonctionnement de l’élément du calculateur qui est sensible à la pression et relié audit capillaire. Le modèle de pression est un modèle théorique prédéfini, par exemple un modèle connu en soi ou un modèle établi par un opérateur. Le modèle peut donc être n’importe quel modèle qui permet d’estimer une pression théorique que devrait détecter le calculateur via son élément sensible. Avantageusement, le modèle de pression peut être un modèle simplifié ou approximé, avec une marge d’erreur inférieure ou égale à 30 %. L’anomalie de mesure est donc détectée lorsqu’un écart entre la pression mesurée et la pression estimée par le modèle est supérieur à seuil prédéfini. Le seuil prédéfini est, par exemple, établi par un opérateur en fonction du type et du modèle de l’aéronef, des caractéristiques du calculateur et/ou des organes du moteur, et/ou de ses connaissances métier. En particulier, de la mesure de pression est obtenue une valeur de la pression, dite « valeur mesurée ». De même, du modèle de pression est obtenue une valeur estimée de la pression, dite « valeur théorique ». Ainsi, l’anomalie de mesure est détectée lorsqu’un écart entre la valeur mesurée et la valeur théorique est supérieur au seuil prédéfini. L’écart entre ces deux valeurs est par exemple égal à la valeur absolue d’une différence entre ces deux valeurs. D’autre types d’écart peuvent être utilisés, tels une valeur absolue d’une différence des carrés des valeurs, une sommation des valeurs, une sommation du carré des valeurs, etc. L’étape 110 comprend également une étape 112 de détection de l’incohérence entre le fonctionnement réel du moteur avec la consigne émise par le calculateur. En particulier, cette étape sert à détecter une incohérence entre le régime de fonctionnement du moteur avec la consigne. Le régime de fonctionnement du moteur est ici la vitesse de rotation des arbres N1 et/ou N2. Une incohérence peut être détectée lorsque le régime du moteur décélère ou conserve un régime stationnaire alors que la consigne indique ledit régime du moteur doit accélérer. Alternativement, une incohérence peut être détectée lorsque le régime du moteur accélère alors que la consigne indique que le régime du moteur doit décélérer. En particulier, la consigne émise par le calculateur porte sur un débit de carburant qui doit être fourni au moteur pour satisfaire l’instruction donnée par le pilote. Le débit de carburant indiqué par la consigne et déterminé par le calculateur est borné par un seuil maximal et par un seuil minimal, prévenant le moteur d’entrer en pompage ou en extinction. En conséquence, lorsque le débit de carburant indiqué dans la consigne est égal au seuil maximal ou au seuil minimal, il est attendu que le régime du moteur accélère ou décélère, respectivement. Dès lors, l’incohérence entre le régime de fonctionnement du moteur avec la consigne est détectée lorsque : Le régime de fonctionnement du moteur correspond à une décélération ou à un régime stationnaire tandis que le débit de carburant du moteur est égal au seuil maximal ; ou Le régime de fonctionnement du moteur correspond à une accélération tandis que le débit de carburant est égal au seuil minimal. Les seuils maximal et minimal sont déterminés par le calculateur, de façon connue en soi. Par conséquent, lorsque l’anomalie de mesure et l’incohérence de régime de fonctionnement sont détectées, alors la défaillance de mesure est détectée. L’étape 120 de compensation de la défaillance est ensuite mise en œuvre. Cette étape comprend trois étapes décrites ci-après et portant sur la substitution des données nécessaires au calculateur pour déterminer les consignes par des données alternatives ou de replacement. L’étape 120 comprend ainsi une étape 121 de substitution de la pression mesurée par la pression estimée par le modèle de pression. En d’autres termes, la valeur mesurée de la pression est remplacée, au niveau du calculateur, par la valeur théorique. Le calculateur peut ainsi utiliser une valeur de pression représentative de la pression réelle en sortie du compresseur HP pour construire les consignes, notamment pour indiquer le débit de carburant à fournir au moteur pour satisfaire à l’instruction du pilote. L’étape 120 comprend également une étape 122 de détermination d’une limite de protection au pompage et d’une limite de protection à l’extinction. Ces limites servent à conditionner le calculateur pour que le débit de carburant qu’il calcule et indique dans sa consigne n’excède pas la limite de protection au pompage et ne soit pas inférieur à la limite de protection à l’extinction. Lorsqu’il n’y a pas de défaillance, ces limites sont calculées par le calculateur via des techniques connues en soi. Cependant, en cas de défaillance, les approches classiques sont mises en échec et engendre l’incohérence évoquée plus haut. En conséquence, les deux limites déterminées sont substituées aux limites classiquement déterminée, au niveau du calculateur. Le calculateur prend donc en compte ces limites déterminées et non plus les limites classiquement déterminées, pour construire sa consigne et calculer le débit de carburant afférent. Les limites de protection au pompage et de protection à l’extinction sont déterminées à partir du régime de fonctionnement, en particulier à partir d’une dérivée temporelle du régime de fonctionnement. Par exemple, la dérivée temporelle est celle de la vitesse de rotation de l’arbre N1 ou de l’arbre N2. Ces limites sont plus contraignantes que les limites classiquement calculées. Elles assurent donc que le moteur n’entre pas en pompage ou en extinction et que le pilote conserve le contrôle de son appareil. L’étape 120 comprend enfin une étape 123 de détermination d’une limite d’extinction basse puissance. Cette limite indique une valeur à laquelle le débit de carburant ne doit pas être inférieure au risque de provoquer l’extinction du moteur alors qu’il est en mode basse puissance. Cette limite s’ajoute donc aux limites calculées à l’étape 122 pour contraindre le calculateur dans sa détermination de la consigne et du calcul du débit de carburant afférent. La limite d’extinction basse puissance est déterminée à partir d’un régime du corps haute pression du moteur, c’est-à-dire de la vitesse de rotation dudit corps. La limite d’extinction basse puissance peut, alternativement ou conjointement, être calculée à partir d’une limite prédéfinie de la pression en sortie du compresseur haute pression. Cette limite prédéfinie est définie par le modèle de pression et/ou par l’opérateur en fonction du type et du modèle de l’aéronef, des caractéristiques du calculateur et/ou des organes du moteur, et/ou de ses connaissances métier. Le procédé 100 peut également comprendre une étape 130 de modification du régime de fonctionnement du moteur. Lors de cette étape, le calculateur détermine une nouvelle consigne, ou une consigne corrigée, et donc un nouveau débit de carburant en tenant compte des données de remplacement déterminées à l’étape 120. Le régime moteur est donc modifié à partir de la pression obtenue par le modèle de pression, de la limite de protection au pompage, de la limite de protection à l’extinction et de la limite d’extinction basse puissance. Le procédé 100 peut être mis en œuvre par un dispositif de compensation d’une défaillance de mesure d’une pression dans un moteur d’aéronef. Ledit dispositif est donc configuré pour mettre en œuvre ledit procédé 100. Un tel dispositif 10 comprend, par exemple et ainsi que schématisé sur la FIG. 2 , un circuit comprenant un processeur 11, une mémoire 12 volatile ou non-volatile. La mémoire 12 est apte à stocker des instructions qui, lorsque mises en œuvre par le processeur 11, conduisent le processeur 11 à mettre en œuvre les étapes du procédé 100. Le dispositif 10 est, par exemple, un ordinateur. Le circuit peut alternativement comprendre une carte électronique dont les étapes du procédé de l'invention sont décrites dans le silicium, ou encore une puce électronique programmable comme une puce FPGA (pour « Field-Programmable Gate Array » en anglais). Le dispositif 10 comprend également une interface d’entrée 13 et une interface de sortie 14. L’interface d’entrée 13 est, par exemple, apte à recevoir la mesure de la pression à comparer au modèle. Plus particulièrement, l’interface d’entrée 13 est apte à recevoir la valeur mesurée de la pression. L’interface d’entrée 12 est également apte à recevoir la consigne émise par le calculateur et le régime de fonctionnement dans lequel se trouve le moteur. En particulier, l’interface d’entrée 12 est apte à recevoir une donnée indiquant le régime de fonctionnement dudit moteur. L’interface de sortie 14 est apte à la valeur théorique de la pression obtenue par le modèle de pression, la limite de protection au pompage, la limite de protection à l’extinction et la limite d’extinction basse puissance déterminées via la mise en œuvre du procédé 100. Le dispositif 10 peut, en outre, être configuré pour mettre en œuvre des calculs du modèle de pression utilisé par le procédé 100 et mentionné plus haut. Le dispositif 10 comprend donc, dans sa mémoire 12, des instructions qui, lorsque mises en œuvre par le processeur 11, conduisent ce dernier à mettre en œuvre des calculs du modèle de pression. Alternativement, les calculs du modèle de pression sont mis en œuvre par un module annexe dédié à ces calculs. Ce module est ainsi configuré pour fournir au dispositif 10 la pression estimée par le modèle, c’est-à-dire la valeur théorique, auquel cas l’interface d’entrée 13 du dispositif 10 est également apte à recevoir cette pression estimée. Dans certains modes de réalisation, le dispositif 10 est annexe au calculateur. Dans d’autres modes de réalisation, le dispositif 10 est compris dans le calculateur. Lorsque deux calculateurs sont utilisés en redondance, le dispositif 10 peut être un dispositif 10 unique pour les deux calculateurs ou être également en redondance, c’est-à-dire qu’il y a un dispositif 10 pour ou dans chaque calculateur. Par mesure d’illustration, un exemple d’implémentation du procédé 100, notamment l’étape 110, est détaillé ci-après à l’appui des figures 3 et 4. La mesure de pression est effectuée en utilisant un capillaire relié d’un côté à la sortie du compresseur HP et d’un autre côté à un capteur de pression dans le calculateur ou FADEC de l’aéronef. Le procédé 100 est mis en œuvre sur un dispositif 10 tel que celui présenté ci-avant. Le dispositif 10 obtient du calculateur la valeur de pression mesurée et la compare à la valeur théorique estimée via le modèle de pression suivant. Ce modèle est un exemple de modélisation simplifiée de la pression dans une turbomachine et a l’avantage d’être simple et rapide à mettre en œuvre. Ce modèle est adapté pour turboréacteurs double corps double flux. Ainsi qu’illustré sur la FIG. 3 , l’obtention de la valeur théorique de pression est déterminée par la multiplication de données issues de deux sous-modèles différents : Le premier sous-modèle M1 est configuré pour déterminer une première pression en fonction du régime du compresseur basse pression du moteur ; et Le deuxième sous-modèle M2 est configuré pour déterminer une deuxième pression en fonction du régime du compresseur haute pression. Le premier sous-modèle M1 prend en entrée une valeur du régime du compresseur basse pression, c’est-à-dire sa vitesse de rotation, exprimée en pourcentage du régime maximal du compresseur haute pression, et notée . Dans le modèle, le régime du compresseur basse pression, notée sert à déterminer tel que , où est la température estimée ou mesurée en sortie du compresseur basse pression. La valeur de est exprimée en fonction de , par exemple sous forme d’un ratio avec le régime maximal du compresseur haute pression noté . Le deuxième modèle M2 prend en entrée une valeur du régime du compresseur haute pression, c’est-à-dire sa vitesse de rotation, exprimée en pourcentage du régime maximal de ce compresseur haute pression, et notée . Dans le modèle, le régime du compresseur basse pression, notée sert à déterminer tel que , où est la température estimée ou mesurée en sortie du compresseur basse pression. La valeur de est exprimée en fonction de , par exemple sous forme d’un ratio avec . Les sous-modèles M1 et M2 sont connus en soi et sont, pas exemples, obtenus par des analyses et mesures effectuées pendant des essais moteurs selon des approches connues de l’homme du métier. La première pression calculée par le premier modèle M1 est multipliée à une estimation, ou une mesure, de la pression totale PT2 en amont du rotor du compresseur basse pression. Cette multiplication produit une valeur intermédiaire de pression. Cette valeur intermédiaire est alors multipliée par la deuxième pression calculée. A l’issue de deuxième multiplication, est produite la valeur théorique de la pression estimée par le modèle de pression. La valeur théorique est alors comparée, à l’étape 111 et ainsi qu’illustré sur la figure 4, à la valeur mesurée, laquelle est notée . Il est considéré que la précision de ce modèle est égale à 30 % et est notée . L’anomalie de mesure est ainsi déterminée lorsque : ; ou lorsque . L’erreur est l’erreur d’approximation du modèle de pression. Pour le modèle présenté, l’erreur est ici de 30 %. Dans l’exemple proposé, à l’étape 112 et ainsi qu’illustré sur la FIG. 4 , l’incohérence est détectée lorsque : et que ; ou lorsque et que . Le débit de carburant indiqué dans la consigne du calculateur est noté . Le débit maximal de carburant autorisé pour le moteur, également déterminé par le calculateur, est noté . Le débit minimal de carburant autorisé pour le moteur, également déterminé par le calculateur, est noté . La dérivée temporelle de la vitesse de rotation de l’arbre N2 est notée , où est le temps. Il est noté que l’incohérence pourrait être indifféremment détectée en utilisant la dérivée temporelle de la vitesse de l’arbre N1 au lieu de celle de l’arbre N2. Il est possible d’effectuer la détection de l’incohérence de façon redondante, par exemple une deuxième fois à une instant suivant la première détection d’incohérence pour confirmer cette détection. La défaillance de mesure est alors détectée dans deux cas : Lorsque l’incohérence vient du fait que le régime de l’arbre N2 indique une décélération ou une stagnation alors que le débit de carburant de la commande est égal au débit de carburant maximal et que la valeur mesurée de la pression est inférieure à la valeur théorique de la pression moins l’erreur ; ou Lorsque l’incohérence vient du fait que le régime de l’arbre N2 indique une accélération alors que le débit de carburant de la commande est égal au débit de carburant minimal et que la valeur mesurée de la pression est supérieure à la valeur théorique de la pression plus l’erreur. En sus des conditions de ces deux cas, la défaillance peut être détectée à condition que le moteur ne soit pas en décrochage, c’est-à-dire que le moteur n’est pas en pompage, et à condition que ledit moteur soit allumé. L’étape 120 est ensuite mise en œuvre par le dispositif et, à l’étape 121, la valeur théorique de pression est utilisée par le calculateur pour déterminer les consignes à la place de la valeur mesurée. A l’étape 122, la limite de protection au pompage et la limite de protection à l’extinction sont calculées et remplacent les débits de carburant maximal et minimal classiquement calculés par le calculateur tels que : ; et . La valeur du coefficient est déterminé par l’opérateur et est, par exemple, . est une butée haute qui limite le débit de carburant pour protéger le compresseur HP du pompage à cause d’une surconsommation de marge au pompage liée au vannage thermique créer par le niveau de carburant. La valeur de peut être déterminée par n’importe quelle méthode connue de l’état de l’art. En outre, des boucles de régulations sont mises en œuvre et servent à limiter le taux d’accélération et le taux de décélération du corps HP. Le taux d’accélération est ainsi limité par une valeur maximale notée et une valeur minimale notée . Ces boucles de régulations, connues en soi, permettent d’appliquer une protection plus restrictive mais permettant, néanmoins, d’assurer une accélération et une décélération en cas défaillance de mesure de la pression. En conséquence, le moteur est doublement protégé d’un pompage ou d’une extinction par le remplacement des débits de carburant maximal et minimal et par la limitation des taux d’accélération et de décélération. Le dispositif peut alors transmettre ces données au calculateur qui pourra construire, selon l’étape 130, puis émettre vers les organes de l’appareil une nouvelle consigne basée sur ces données pour répondre à l’instruction de pilotage requise par le pilote. Procédé (100) de compensation d’une défaillance de mesure d’une pression dans un moteur d’aéronef, le procédé comportant : Détecter (110) une défaillance de mesure de la pression par : Détection d’une anomalie de mesure de la pression par comparaison (111) de la pression mesurée en sortie d’un compresseur haute pression du moteur avec un modèle de la pression ; et Détection (112) d’une incohérence de régime de fonctionnement du moteur de l’aéronef avec une consigne ; Compenser (120) la défaillance de mesure par : Substitution (121) de la mesure de pression par une pression obtenue par le modèle de pression ; Détermination (122) d’une limite de protection au pompage et d’une limite de protection à l’extinction à partir d’une dérivée temporelle du régime de fonctionnement, les limites de protection au pompage et à l’extinction se substituant à des limites de protection erronées par l’anomalie de mesure de la pression ; Détermination (123) d’une limite d’extinction basse puissance à partir d’un ralenti en régime d’un corps haute pression du moteur et/ou d’une limite prédéfinie de la pression en sortie du compresseur haute pression, la limite d’extinction basse puissance s’ajoutant aux limites de protection au pompage et à l’extinction. Procédé selon la revendication précédente, comprenant : Modifier (130) le régime moteur à partir de la pression obtenue par le modèle de pression, de la limite de protection au pompage, de la limite de protection à l’extinction et de la limite d’extinction basse puissance. Procédé selon l’une des revendications précédentes, dans lequel l’anomalie de mesure est détectée lorsqu’un écart d’une valeur mesurée de la pression avec une valeur théorique déterminée par le modèle de la pression est supérieur à un seuil prédéfini. Procédé selon l’une des revendications précédentes, une valeur mesurée étant obtenue par la mesure de la pression et une valeur théorique étant déterminée par le modèle de la pression, dans lequel la substitution de la mesure de pression est mise en œuvre par remplacement de la valeur mesurée par la valeur théorique. Procédé selon l’une des revendications précédentes, dans lequel la consigne est un débit de carburant et dans lequel l’incohérence est détectée lorsque : Le régime de fonctionnement du moteur correspond à une décélération ou à un régime stationnaire tandis que le débit de carburant est égal à un seuil maximal ; ou Le régime de fonctionnement du moteur correspond à une accélération tandis que le débit de carburant est égal à un seuil minimal. Dispositif (10) compensation d’une défaillance de mesure d’une pression dans un moteur d’aéronef configuré pour mettre en œuvre le procédé (100) selon l’une des revendications précédentes. Aéronef comportant le dispositif (10) selon la revendication précédente. Produit-programme d’ordinateur comprenant des instructions qui, quand le programme est exécuté sur un ordinateur, conduisent celui-ci à mettre en œuvre les étapes du procédé (100) selon l’une des revendications 1 à 5. Support d'enregistrement lisible par ordinateur comprenant des instructions qui, lorsqu'elles sont exécutées par un ordinateur, conduisent celui-ci à mettre en œuvre les étapes du procédé (100) selon l’une des revendications 1 à 5.