Brevet FR3154980A1 — publié le 20250509

L’invention concerne un procédé de surveillance d’une turbomachine, comprenant les étapes suivantes : une mesure différentielle (ΔT) entre une première température (T1) en amont d’un flux d’un fluide caloporteur et une seconde température (T2) en aval du flux de fluide caloporteur, ledit flux traversant un organe (10) de la turbomachine exposé à un flux d’air susceptible de porter des corps étrangers ou exposé à des agressions externes, la comparaison de la mesure différentielle (ΔT) avec une valeur de référence (ΔTref). Figure pour l’abrégé : Fig 2 Procédé de surveillance de turbomachine La présente invention concerne de façon générale le domaine des turbomachines d’aéronef, et plus particulièrement les turbomachines à deux ou trois flux. Elle propose plus particulièrement un procédé de surveillance d’objets ingérés et/ou de changement de conditions météorologiques dans un organe d’une turbomachine. Etat de la technique L'air qui entre dans les turbomachines peut comporter des corps étrangers, ci-après dénommés FOD, acronyme de l'expression Anglaise « Foreign Object Damage », c'est-à-dire des objets pouvant présenter un risque d'endommagement des éléments internes de la turbomachine. Parmi ces objets on peut notamment citer les gouttelettes d’eau et la grêle, le sable, et les oiseaux de petite taille. Il est nécessaire de surveiller l’ingestion des tels objets pouvant obstruer des passages d’air ou endommager des portions du moteur. Il est également souhaitable de détecter le type et la quantité d’ingestions afin d’avertir le pilote d’un éventuel risque et afin de déclencher l’évacuation des ingestions par une ou plusieurs vannes de décharge (en anglais VBV, acronyme de Variable Bleed Valve). Des conditions météorologiques comme le givrage et la formation de cristaux de glace à partir de l’eau ingérée peuvent également endommager le moteur ou nécessiter une intervention tel qu’une modification de la vitesse du compresseur haute pression et/ou une ouverture des vannes de décharge, et doivent donc être surveillées. On souhaite par ailleurs estimer des éventuels dommages dus aux ingestions et aux conditions traversées par le moteur au cours d’un vol. Une telle estimation permet de programmer des contrôles de maintenance en fonction de l’exposition du moteur à des telles agressions. Typiquement, on détermine l’ingestion d’eau et le givrage par la mesure de la température T30 à la sortie du compresseur haute pression. Cependant, dans les turbomachines actuelles présentant une architecture à double ou triple flux, les ingestions et le gel des quantités d’eau ingérées peuvent se manifester dans des zones présentant une géométrie complexe. Cette géométrie impacte le débit d’air et la quantité d’eau pénétrant dans ces zones. Dans des telles machines, la mesure de la température T30 est peu précise et difficile voire impossible à appliquer. De plus, une telle mesure n’apporte pas d’information sur le type d’agression et ne permet pas de déterminer par exemple la quantité d’une ingestion spécifique telle que la grêle et la taille des objets ingérés. Un but de l’invention est de mettre à disposition un procédé de surveillance d’objets tels que des cristaux de sable, de la grêle ou des gouttelettes d’eau, ingérés dans une veine de turbomachine, adapté notamment pour une turbomachine présentant une architecture à double ou triple flux. A cet objectif, l’invention propose un procédé de surveillance d’une turbomachine, comprenant les étapes suivantes : une mesure différentielle entre une première température en amont d’un flux d’un fluide caloporteur et une seconde température en aval du flux de fluide caloporteur, ledit flux traversant un organe de la turbomachine exposé à un flux d’air susceptible de porter des corps étrangers ou exposé à des agressions externes, la comparaison de la mesure différentielle avec une valeur de référence. De préférence, le procédé comprend en outre, en fonction de ladite comparaison, la détermination de la présence d’une ingestion d’un ou plusieurs objets dans l’organe. De manière avantageuse, le procédé comprend en outre une étape de comparaison de la mesure différentielle entre la première température et la seconde température avec une liste de différences de températures de référence et, en fonction de cette comparaison, la détermination d’un type d’objet ingéré dans l’organe. De préférence, le procédé comprend en outre, en fonction de ladite comparaison, la détermination d’une quantité d’objets ingérés dans l’organe. De manière avantageuse, le procédé comprend en outre, en fonction de ladite comparaison, la détermination de la modification d’une condition météorologique entraînant une agression externe de l’organe. Avantageusement, l’organe est une veine secondaire ou une veine tertiaire ou un bras de carter. De préférence, la première température et la seconde température sont mesurées par un thermocouple ou un capteur à fibre optique. Le fluide caloporteur peut être une huile. De manière avantageuse, le flux de fluide caloporteur circule dans un échangeur air-huile au moins partiellement agencé dans l’organe. De préférence, le procédé comprend en outre une détermination d’une vitesse de variation de la mesure différentielle entre la première température et la seconde température. Avantageusement, le procédé comprend en outre une étape d’ouverture d’au moins une vanne de décharge en fonction de la mesure différentielle entre la première température et la seconde température. De préférence, le procédé comprend en outre, une étape de modification d’un régime d’un compresseur de la turbomachine en fonction de la mesure différentielle entre la première température et la seconde température. Le procédé peut comprendre en outre une étape de contournement ou d’activation d’un échangeur de chaleur ou une étape d’activation d’un système de protection contre le givrage en fonction de la mesure différentielle entre la première température et la seconde température. L’invention se rapporte également à une turbomachine pour aéronef, comprenant : un organe exposé à un flux d’air susceptible de porter des corps étrangers ou exposé à des agressions externes, un flux d’un fluide caloporteur traversant ledit organe, un premier capteur configuré pour mesurer une première température en amont du flux de fluide caloporteur, et un second capteur configuré pour mesurer une seconde température en aval du flux de fluide caloporteur. L’invention se rapporte aussi à un aéronef comprenant une turbomachine tel que décrite ci-dessus et un système de contrôle configuré pour déterminer une différence entre la première température et la seconde température et pour comparer ladite différence de température à au moins une différence de températures de référence. Brève description des figures D’autres caractéristiques et avantages de l’invention ressortiront de la description détaillée qui va suivre, en référence aux dessins annexés, sur lesquels : La FIG. 1 est une vue en coupe d’une turbomachine comprenant une veine primaire et une veine de 2 ème flux. La FIG. 1 est une vue en coupe d’une turbomachine comprenant une veine primaire et des veines de 2 ème et 3 ème flux. La FIG. 2 est vue en coupe d’une veine tertiaire comprenant un échangeur thermique droit. La FIG. 3 est vue en coupe d’une veine tertiaire comprenant un échangeur thermique courbé. La FIG. 4 est vue en coupe d’une veine tertiaire comprenant un échangeur thermique comportant des capteurs supplémentaires. La FIG. 5 illustre les étapes du procédé de surveillance. Description détaillée de modes de réalisation Dans la description qui va suivre, les termes « interne » et « externe » renvoient à un positionnement par rapport à l'axe longitudinal de rotation d'une turbomachine. La direction axiale correspond à la direction le long de l'axe longitudinal de rotation de la turbomachine. La direction radiale est perpendiculaire à l'axe longitudinal X. Les termes « amont » et « aval » sont à comprendre dans le sens de la circulation d’un fluide caloporteur dans un échangeur thermique et par rapport au flux circulant entre les capteurs de température. Les figures 1A et 1B sont des vues en coupe de turbomachines d’aéronef. La turbomachine comprend un moteur à turbine à gaz entrainant une soufflante disposée selon l’axe longitudinal X de la turbomachine. Une veine primaire V1 est utilisée pour acheminer un flux d'air primaire qui circule dans la turbine à gaz ou corps primaire. La turbomachine peut, en référence à la FIG. 1 , être du type à double-flux, c’est-à-dire qu’elle engendre, d’une part, un flux primaire chaud qui traverse la chambre de combustion du turboréacteur et, d’autre part, un flux secondaire froid qui est issu de la soufflante et circule à l’extérieur du cœur du turboréacteur, dans un canal annulaire appelé veine secondaire V2 formé entre les structures externe et interne de la nacelle. Les deux flux d’air s’écoulent globalement selon une direction longitudinale de la nacelle vers la tuyère d’éjection de celle-ci. Une turbomachine à double flux est par exemple décrite dans la demande de brevet EP2075194 A1. La turbomachine peut également, en référence à la FIG. 1 , être du type à triple flux, auquel cas elle comprend une veine primaire V1, une veine secondaire V2 et une veine tertiaire V3. Le flux tertiaire circulant dans la veine tertiaire V3 est distinct du flux secondaire et peut converger avec et/ou diverger du flux primaire. Une turbomachine à triple flux est par exemple décrite dans la demande de brevet WO202399527A1. De manière générale, chaque veine est une partie fixe, c’est-à-dire qu’elle n’est pas en rotation pendant le fonctionnement de la turbomachine. Typiquement, la turbomachine comprend un échangeur air-huile (ACOC, acronyme du terme anglo-saxon « Air Cooled Oil Cooler ») dans lequel circule un flux d’huile d’un circuit de lubrification. L’ACOC 18 est typiquement disposé dans une veine du flux secondaire ou dans la veine tertiaire comme illustré dans la FIG. 1 pour refroidir l’huile. De manière alternative, l’ACOC peut être intégré dans un bec de séparation 16 comme illustré dans la FIG. 1 . Dans certains modes de réalisation, d’autres échangeurs thermiques comprenant un flux de fluide caloporteur sont agencés dans la veine secondaire ou tertiaire. Certaines zones de l’aéronef, notamment les bras du carter sont exposées aux agressions extérieures telles que la pluie, la grêle, le gel, et l’impact d’objets tel que du sable sur leur paroi extérieure. D’autres organes tels que des aubes de stators et de rotors dans le veine, des viroles en partie externe de la veine, le cône, les aubes de soufflante et les aubes de guidage de sortie peuvent également être concernés. Dans certains modes de réalisation, un échangeur thermique est agencé à l’intérieur d’au moins l’une des zones exposées. Un tel échangeur comprend un flux de fluide caloporteur circulant dans l’organe exposé aux agressions extérieures. La FIG. 2 illustre un échangeur thermique agencé dans une veine 10 d’aéronef. Dans d’autres modes de réalisation, un tel échangeur est agencé dans un autre organe exposé à un flux d’air susceptible de porter des corps étrangers et/ou un organe exposé à des agressions externes. En d’autres termes, des corps étrangers sont susceptibles d’être transportés par le flux d’air auquel l’organe est exposé. L’échangeur thermique peut être agencé entièrement ou partiellement dans l’organe de l’aéronef, par exemple le carter ou la veine. Au moins une portion d’un conduit dans lequel circule un flux du fluide caloporteur est agencé à l’intérieur de l’organe de l’aéronef. Un premier capteur de température C1 est agencé en amont du flux de fluide caloporteur. Un second capteur de température C2 est agencé en aval du flux de fluide caloporteur. De manière illustrative et non limitative, un tel capteur de température peut être une fibre optique. L’utilisation d’une fibre optique permet d’obtenir une bonne résolution locale à l’intérieur de l’organe de l’aéronef. Dans d’autres modes de réalisation, le capteur de température est un thermocouple. Un thermocouple présente l’avantage qu’il est facile à positionner dans différentes positions de l’organe de l’aéronef. Le capteur de température peut être un autre moyen de mesure de température, par exemple un thermomètre infrarouge ou un autre type de thermomètre. Chaque capteur de température peut être positionné à l’extérieur de l’organe dans lequel est agencé l’échangeur thermique. De manière alternative, un ou plusieurs capteurs de température sont positionnés au niveau de l’entrée du fluide caloporteur dans l’organe et/ou au niveau de la sortie du fluide caloporteur dudit organe. Il est également possible d’agencer un ou plusieurs capteurs thermiques à l’intérieur de l’organe. Un flux de fluide caloporteur circule entre un le premier capteur C1 et le second capteur C2. Dans le cas d’un échangeur du type ACOC, le fluide caloporteur est de l’huile. Dans d’autres modes de réalisation, le fluide caloporteur peut être un autre fluide, tel que le fioul, les liquides hydrauliques ou de l’eau. Un tel fluide peut être avantageux en raison de son inertie thermique plus faible que l’inertie thermique de l’huile. Le parcours de cheminement du fluide caloporteur peut être droit comme indiqué dans la FIG. 2 . De manière alternative, comme illustré à la FIG. 3 , le parcours du fluide caloporteur comprend des courbures et/ou est plus long que diamètre de l’organe dans lequel il est positionné. Dans certains cas, le parcours présente un cheminement complexe pour favoriser l’échange thermique. Par exemple, le parcours peut être conçu comme une structure en méandres ou en serpentins. Le fluide caloporteur circule de manière permanente entre le premier capteur de température C1 et le second capteur de température C2 pendant l’utilisation de l’échangeur thermique. Le flux du fluide caloporteur entre le premier capteur de température C1 et le second capteur de température C2 circule au moins partiellement à l’intérieur de l’organe de l’aéronef. Le premier capteur de température C1 et le second capteur de température C2 peuvent être, comme illustré dans la FIG. 2 , agencés de deux cotés opposées de l’organe de l’aéronef ou, comme illustré dans la FIG. 3 , d’un seul côté ou dans tout autre configuration géométrique. Les capteurs thermiques sont agencés de sorte qu’un le fluide circule à travers l’organe le long d’un parcours entre le premier capteur de température C1 et le second capteur de température C2. Dans certains modes de réalisation, un ou plusieurs capteurs thermiques supplémentaires C3, C4 peuvent être agencés le long du parcours du fluide caloporteur pour mesurer des températures supplémentaires. Dans certains modes de réalisation, on effectue des mesures supplémentaires utilisant de tels autres capteurs de température C2, C3. Ces mesures supplémentaires permettent d’augmenter la précision du procédé de surveillance. L’aéronef peut comporter un ou plusieurs capteurs de température adaptés pour mesurer la température dans le compresseur et/ou une température à l’extérieur et/ou à d’autres endroits de l’aéronef. L’aéronef comprend en outre un système de contrôle en communication avec le premier capteur de température C1 et le second capteur de température C2. Le système de contrôle est configuré pour calculer une différence ΔT entre la première température et la seconde température, i.e. réaliser une mesure différentielle de température. Le système de contrôle est avantageusement en communication avec au moins un capteur de température supplémentaire tel qu’un capteur de température agencé pour mesurer la température au sein du compresseur, ou un capteur adapté pour mesurer la température à l’extérieur de la turbomachine. Le système de contrôle peut être un système dédié au procédé selon l’invention, ou le système informatique chargé du contrôle des moteurs (FADEC, acronyme du terme anglo-saxon Full Automatic Digital Engine Control) de l’aéronef. Quand le système de contrôle en communication avec chaque capteur de température est un système dédié, ledit système est de préférence en communication avec le FADEC. L’utilisation du FADEC en tant que système de contrôle permet d’utiliser des voies de communication existantes, et de communiquer de manière directe avec d’autres éléments de l’aéronef, par exemple pour l’évacuation des objets ingérés ou un dégivrage en cas d’ingestion d’eau dans un environnement à basse température. Un système de contrôle dédié peut être agencé dans une position optimisée pour le traitement des données de température, et permet d’utiliser un système plus simple à configurer. Le système de contrôle comprend un logiciel de comparaison d’une mesure différentielle de températures avec une base de données. Ledit logiciel peut accéder à une base de données de mesures différentielles de températures. Dans la base de données, chaque mesure différentielle de températures est reliée à un ou plusieurs types d’objets pouvant être ingérées dans une veine de circulation d’air et/ou plusieurs types de conditions météorologiques. La comparaison avec la base de données permet ainsi de déterminer un type d’objet ingéré, ou une condition météorologique en fonction de la différence entre la première température et la seconde température. La base de données peut comprendre des informations supplémentaires telles que la température au sein du compresseur, la température à l’extérieur de la turbomachine, et/ou des vitesses de variation de la mesure différentielle de la température. Une telle base de données peut être établie sur base de mesures réalisées en essais sur un moteur, une partie d’un aéronef ou un aéronef au sol. La base de données peut également comprendre des mesures différentielles de températures enregistrées sur une turbomachine en service. La base de données peut comprendre des données créées par un système d’intelligence artificielle prenant en compte des données météorologiques locales pour des la mesures différentielles de température déterminées pendant un vol. La base de données peut être complétée et améliorée en termes de précision tout le long de son utilisation. La turbomachine comprend en outre un compresseur comportant une ou plusieurs vannes de décharge variable (VBV, acronyme anglo-saxon du terme Variable Bypass Valve). Chaque vanne de décharge variable est configurée pour se déplacer entre une position fermée, dans laquelle une circulation de la veine primaire vers d’autres veines de circulation est interdite, et une position ouverte dans laquelle une circulation de la veine primaire vers une ou plusieurs veines supplémentaires est autorisée. En position ouverte, les vannes de décharge variable permettent également l'éjection de débris centrifugés présents dans le flux d’air. Lesdites vannes de décharge peuvent être utilisés pour évacuer un ou plusieurs objets ingérés, ou par exemple évacuer de l’eau après un dégivrage ou la fonte de grêlons ingérés. Les vannes de décharge sont typiquement pilotées par le système informatique chargé du contrôle des moteurs de l’aéronef (FADEC). Les vannes de décharge peuvent être pilotés en fonction d’un paramètre transmis par le système de contrôle en communication avec le premier et le second capteur de température. Par exemple, on peut piloter le degré d’ouverture d’une ou plusieurs vannes de décharge en fonction d’un type et/ou d’une quantité d’objets ingérés, ledit type et ladite quantité étant déterminés par comparaison de la différence entre la première température et la seconde température avec la base de données. La turbomachine comprend typiquement dans la veine primaire V1, un compresseur à basse pression 22, un compresseur à haute pression, une chambre de combustion, une turbine à haute pression et une turbine à basse pression. Lors de l’ingestion d’un ou plusieurs objets, il peut être nécessaire de modifier le régime de du compresseur à basse pression 22 afin de protéger ladite turbine. Par exemple, on peut augmenter la vitesse d’un compresseur pour augmenter la compression, par conséquence, la température et le débit d’air. En particulier, on peut augmenter la vitesse du compresseur à haute pression sans augmenter celle du compresseur à basse pression. Cela permet d’éviter le passage d’éventuels cristaux de glace vers la chambre de combustion sans augmenter la poussée de l’aéronef. Le régime rotatif des compresseurs est piloté par le système informatique chargé du contrôle des moteurs de l’aéronef (FADEC). Ledit régime rotatif peut être piloté en fonction d’un paramètre transmis par le système de contrôle en communication avec le premier et le second capteur de température. Par exemple, on baisse la vitesse de rotation du compresseur en fonction d’un type et/ou d’une quantité d’objets ingérés, ledit type et ladite quantité étant déterminés par comparaison de la différence entre la première température et la seconde température avec la base de données. L’aéronef comprend typiquement un système de protection de givrage. Un tel système de protection de givrage peut comprendre un tapis chauffant agencé sur une ou plusieurs surfaces de l’aéronef et/ou à l’intérieur de la turbomachine, ou d’un autre système adapté pour chauffer une ou plusieurs surfaces afin de fondre des grêlons et/ou des couches de glace se formant lors du gel des quantités d’eau présents sur ces surfaces. Typiquement, le système de protection de givrage est activé et piloté par le système informatique chargé du contrôle des moteurs de l’aéronef (FADEC). Ledit système de protection de givrage peut être piloté en fonction d’un paramètre transmis par le système de contrôle en communication avec chaque capteur de température. Par exemple, on active le système de protection de givrage ou on adapte la température d’un tel système en fonction d’un type et/ou d’une quantité d’objets ingérés. En particulier, le système est activé en cas de détection de présence des conditions provoquant du givre, notamment la présence d’eau dans l’air circulant dans la veine ou un organe de l’aéronef. L’eau peut, par exemple entrer sous forme de pluie ou de grêle. Ledit type et ladite quantité des objets ingérés sont déterminés par comparaison de la différence entre la première température et la seconde température avec la base de données. On va maintenant décrire un procédé de surveillance d’une turbomachine. Quand la turbomachine est en fonctionnement, un flux d’air provenant de l’extérieur de la turbomachine est acheminé par la veine primaire. Ledit flux d’air peut être séparé en un flux primaire, un flux secondaire et dans certains cas un flux tertiaire par un ou plusieurs becs de séparation. Des éventuels objets provenant de l’extérieur de la turbomachine peuvent ainsi être acheminés dans la veine secondaire et/ou la veine tertiaire. En cas d’ingestion d’un ou plusieurs objets, différents effets thermiques peuvent se produire. Une obstruction totale ou partielle d’un passage d’air provoque une augmentation de la température dans l’organe concerné. Typiquement, l’augmentation de la température dépend de la gravité de l’obstruction du passage. Inversement, une ingestion de grêle ou d’eau froide peut provoquer un refroidissement de l’échangeur thermique situé dans l’organe. Dans les deux cas, la variation de la température du fluide caloporteur à l’intérieur de la veine permet d’obtenir des informations sur le type d’ingestion et sur la quantité des objets ingérés. D’autres organes de l’aéronef, tels que les bras du carter, sont exposés aux conditions météorologiques sur leur face extérieure. Des tels organes d’aéronef ne sont typiquement pas concernés par l’ingestion d’objets. Cependant, lorsque des gouttelettes d’eau ou de la grêle se déposent sur la surface desdites zones, des effets thermiques peuvent se produire à l’intérieur des organes concernés. Dans ce cas, la variation de la température du fluide caloporteur permet d’obtenir des informations sur les conditions météorologiques à l’extérieur de l’organe concerné. La FIG. 5 est un schéma des étapes du procédé de surveillance au cours d’un vol de l’aéronef. En étape 1, on réalise une mesure de température T1, T2 avec chaque capteur de température. De préférence, la mesure des températures T1, T2 est réalisée en continu. Dans certains cas, la température peut être mesurée dans des intervalles courts afin d’obtenir une mesure quasi-continue. Simultanément on procède à une mesure de la température à l’extérieur et/ou dans compresseur. Dans certains cas, on détermine la vitesse de changement d’une mesure différentielle de températures. En étape 2, le système de contrôle détermine une ou plusieurs différences ΔT entre deux températures T1, T2 respectives. Dans le cas d’une présence d’un ou plusieurs capteurs supplémentaires C3, C4, plusieurs différences de températures ΔT 12 , ΔT 23 , ΔT 13 peuvent être déterminées entre les températures mesurées par les capteurs C1, C2, C3 respectifs. Pendant l’étape 3, le système de contrôle calcule une différence thermique de référence ΔT ref basée sur un ou plusieurs paramètres de l’environnement et de l’aéronef. Par exemple, la différence thermique de référence ΔT ref peut être calculée sur la base de la température à l’extérieur et la vitesse et l’altitude de l’aéronef. Pendant l’étape 4, le système de contrôle détermine l’écart entre la mesure différentielle ΔT entre deux températures T1, T2 respectives et la différence thermique de référence ΔT ref. Dans le cas de plusieurs détecteurs, on compare chaque différence de température ΔT 12 , ΔT 23 , ΔT 13 respective avec la différence thermique de référence ΔT ref. Quand le comportement thermique du fluide caloporteur est modifié en raison d’une ingestion d’un ou plusieurs objets, de l’humidité, ou des conditions météorologiques particulières, la différence ΔT entre la première température et la seconde température diffère de la différence thermique de référence ΔT ref . Pendant l’étape 5, le système de contrôle détermine le type et la quantité des objets ingérés à partir d’une comportement thermique sous forme d’une équation, ou à partir d’une comparaison avec une base de données comportant des mesures thermiques de référence. L’amplitude, la vitesse et l’évolution temporelle de la mesure différentielle ΔT dépendent du type et de la quantité d’objets ingérés et/ou de la gravité du changement d’une condition météorologique. L’analyse de la différence thermique et sa comparaison avec une référence peuvent permettre de déterminer une quantité d’eau ingérée et sa forme, comme la grêle, le givre ou l’eau liquide. Par exemple, en cas de conditions sèches, la mesure différentielle ΔT est proche de la différence thermique de référence ΔT ref . Dans des conditions humides, mesure différentielle ΔT est typiquement supérieure à la différence thermique de référence ΔT ref . Pour un échangeur du type air-huile agencé dans une veine dans laquelle circule un flux d’air, le comportement thermique du fluide caloporteur peut être décrit par l’équation suivante : où T 1 désigne la température en amont de l’échangeur thermique, T 2 la température en aval de l’échangeur thermique. L’indice FC désigne le fluide caloporteur, W FC le débit du fluide caloporteur, C P FC la capacité thermique du fluide caloporteur, L la longueur du canal de fluide entre les points de mesure de T1 et T2, D c le diamètre extérieur du canal de fluide de l’échangeur thermique, d c l’épaisseur du canal de fluide de l’échangeur thermique, T air la température totale de l’air en amont de l’échangeur thermique, W air le débit d’air en amont de l’échangeur thermique, H air le coefficient de convection thermique de l’air. Ce coefficient est une fonction connue du débit de l’air et du contenu en eau dans l’air en amont de l’échangeur thermique (LWC, acronyme du terme anglo-saxon « liquid water content »), H FC le coefficient de convection thermique du fluide caloporteur, λ ACOC la conductivité thermique de la matrice de l’échangeur thermique. A partir de cette équation, le système de contrôle peut évaluer le contenu en eau sous forme liquide (LWC, acronyme du terme anglo-saxon « liquid water content ») et le contenu en eau sous forme de grêle (HWC, acronyme du terme anglo-saxon « hail water content ») dans une veine d’aéronef équipée d’un ACOC comportant deux capteurs de température. De manière illustrative et non limitative, des quantités d’eau liquide comprises entre 0.1 et 3 et des quantités d’eau sous forme de grêle comprises entre 1 et 20 g/m 3 peuvent être détectées dans une veine d’aéronef par comparaison d’une mesure différentielle ΔT et une différence thermique de référence ΔT ref. Une ingestion sous forme de cristaux comprise entre 1 et 3 g/m 3 peut être détectée de la même manière. L’information sur le contenu en eau sous ses différentes formes et sur la température extérieure permet d’évaluer le risque de formation de givre sur différentes parties de la turbomachine. L’évolution temporelle de la mesure différentielle ΔT entre une première température T1 et une seconde température T2 par rapport à une différence thermique de référence ΔT ref permet de déterminer la traversée d’un nuage d’objets, notamment des gouttelettes d’eau, de la grêle ou du sable. Dans le cas de plusieurs détecteurs T1, T2, T3, T4 on peut réaliser une cartographie thermique de l’intérieur de l’organe dans lequel est agencé l’échangeur thermique. Un capteur sous forme d’une fibre optique est particulièrement adapté à des telles mesures localisées. Un tel agencement permet de détecter plus facilement des effets thermiques pouvant se récompenser, par exemple une obstruction provoquant un échauffement et simultanément une ingestion d’eau provoquant un refroidissement de l’échangeur. À la suite de l’évaluation de la mesure différentielle ΔT, son évolution temporelle, et/ou une comparaison avec une différence de température de référence ΔT ref , on dispose maintenant de l’information sur le type du ou des objets ingérés dans la veine et sur leur quantité. Le système de contrôle peut être utilisé, pendant l’étape 6, pour analyser ces informations ensemble avec d’autres données telles que la température extérieure, la vitesse de l’aéronef et l’altitude afin de déterminer l’état de l’aéronef et pour déclencher d’éventuelles actions afin d’évacuer des objets ingérés et/ou pour limiter les dommages provoqués par l’ingestion et/ou par des conditions météorologiques détectées. Par exemple, le système de contrôle peut déterminer, en raison de la température et une quantité d’eau ingérée, un risque de formation de givre. Dans ce cas, le système de contrôle peut déclencher une activation d’un système de protection de givrage et/ou ajuster la température et d’autres paramètres du système de protection de givrage. Dans d’autres cas de risque de gel ou de givrage ou, inversement, dans le cas d’un risque d’une température trop élevée suite aux impacts, l’activation d’un échangeur de chaleur ou un contournement d’un tel échangeur peut être piloté par le système de contrôle. Dans un autre exemple, le système de contrôle peut déterminer une quantité d’eau, de sable ou d’autres objets ingérés dans la veine, nécessitant une évacuation par les vannes de décharge variable. En fonction du type et/ou la quantité des objets ingérés, le système contrôle peut déclencher l’ouverture partielle ou totale d’une ou plusieurs vannes de décharge. Cela permet d’optimiser l’évacuation des objets ingérés, limitant l’impact sur le flux d’air au minimum pour une telle évacuation. Dans le cas d’un ou plusieurs impacts présentant un risque d’endommagement des compresseurs à haute pression et a basse pression on peut via le système de contrôle modifier le régime rotatif de chaque compresseur au sein de l’aéronef, par exemple en modifiant la vitesse de rotation pendant un temps prédéfinie ou un temps déterminé en fonction de la signature acoustique de l’objet ingéré. Les mesures adaptées au type et à la quantité d’ingestions permettent d’optimiser l’évacuation, le dégivrage et tout autre démarche en minimisant l’impact sur le flux d’air dans la veine et le fonctionnement de la turbomachine. Les données et les mesures différentielles ΔT enregistrées au cours du fonctionnement de l’aéronef peuvent également être utilisées dans le cadre de la planification de la maintenance de l’aéronef. Par exemple, en cas d’ingestions particulières tel que du sable, ou des impacts forts, on peut déclencher la planifications d’intervalles de maintenance raccourcis. Ces intervalles de maintenance peuvent être spécifiques pour les parties de l’aéronef concernés, par exemple le rotor et la turbine à basse pression. Procédé de surveillance d’une turbomachine, comprenant les étapes suivantes : une mesure différentielle (ΔT) entre une première température (T1) en amont d’un flux d’un fluide caloporteur et une seconde température (T2) en aval du flux de fluide caloporteur, ledit flux traversant un organe (10) de la turbomachine exposé à un flux d’air susceptible de porter des corps étrangers ou exposé à des agressions externes, la comparaison de la mesure différentielle (ΔT) avec une valeur de référence (ΔT ref ). Procédé selon la revendication 1, comprenant en outre, en fonction de ladite comparaison, la détermination de la présence d’une ingestion d’un ou plusieurs objets dans l’organe (10). Procédé selon l’une des revendications 1 et 2, comprenant en outre une étape de comparaison de la mesure différentielle (ΔT) entre la première température (T1) et la seconde température (T2) avec une liste de différences de températures de référence et, en fonction de cette comparaison, la détermination d’un type d’objet ingéré dans l’organe (10). Procédé selon l’une des revendications 1 à 3, comprenant en outre, en fonction de ladite comparaison, la détermination d’une quantité d’objets ingérés dans l’organe. Procédé selon la revendication 1, comprenant en outre, en fonction de ladite comparaison, la détermination de la modification d’une condition météorologique entraînant une agression externe de l’organe. Procédé selon l’une des revendications 1 à 5, dans lequel l’organe (10) est une veine secondaire (V2) ou une veine tertiaire (V3) ou un bras de carter. Procédé selon l’une des revendications 1 à 6, dans lequel la première température (T1) et la seconde température (T2) sont mesurées par un thermocouple ou un capteur à fibre optique. Procédé selon l’une des revendications 1 à 7, dans lequel le fluide caloporteur est une huile. Procédé selon la revendication 8, dans lequel le flux de fluide caloporteur circule dans un échangeur air-huile (18) au moins partiellement agencé dans l’organe (10). Procédé selon l’une quelconque des revendications 1 à 9, comprenant en outre une détermination d’une vitesse de variation de la mesure différentielle (ΔT) entre la première température (T1) et la seconde température (T2). Procédé selon l’une quelconque des revendications 1 à 10 comprenant en outre une étape d’ouverture d’au moins une vanne de décharge en fonction de la mesure différentielle (ΔT) entre la première température (T1) et la seconde température (T2). Procédé selon l’une quelconque des revendications 1 à 11, comprenant en outre une étape de modification d’un régime d’un compresseur de la turbomachine en fonction de la mesure différentielle (ΔT) entre la première température et la seconde température. Procédé selon l’une quelconque des revendications 1 à 12, comprenant en outre une étape d’activation d’un système de protection contre le givrage en fonction de la mesure différentielle (ΔT) entre la première température (T1) et la seconde température (T2). Turbomachine pour aéronef, comprenant : un organe exposé à un flux d’air susceptible de porter des corps étrangers ou exposé à des agressions externes, un flux d’un fluide caloporteur traversant ledit organe (10), un premier capteur (C1) configuré pour mesurer une première température (T1) en amont du flux de fluide caloporteur, et un second capteur (C2) configuré pour mesurer une seconde température (T2) en aval du flux de fluide caloporteur. Aéronef, comprenant une turbomachine selon la revendication 14 et un système de contrôle configuré pour déterminer une différence entre la première température (T1) et la seconde température (T2) et pour comparer ladite différence de température à au moins une différence de températures de référence (ΔTref).