FR 2840358 A1 20031205 FR 0206530 A 20020528 moteur peut tourner dans l'un ou l'autre sens de rotation. Arriere-plan de ['invention L'invention concerne la detection d'endommagement de rotor d'un moteur d'aeronef. La reglementation en vigueur dans ['aviation civile, impose de surveiller les vibrations de moteurs d'avions. Cette surveillance s'effectue generalement au moyen d'accelerometres. Le signal issu de chaque accelerometre est d'abord traite afin d'en extraire les composantes frequentielles correspondent aux vitesses de rotation des rotors des etages basse pression et haute pression. L'amplitude de ces composantes est renvoyee en temps reel au cockpit et quelques valeurs pertinentes vent stockees pour une exploitation ulterieure. En genera le. 5 a 10 valeurs pa r vol dans des conditions stabil isees predefin ies vent stockes. Malheureusement, il arrive qu'un rotor d'un moteur d'avion soit endommage, comme par exemple, I'arrachement d'aubes sans que I'evenement soit decele du fait du peu de donnees recueillies. Aussi, il existe done un besoin a*uel d'un systeme qui permette sans erreurs la detection de ltendommagement du rotor d'un moteur d'aeronef. Objet et resume de ['invention L'invention a pour but de fournir un procede de detection d'endommagement de rotor d'un moteur d'aeronef, afin de garantir le bon fonctionnement du moteur et la securite de l'avion. Un autre but est de fournir un bon diagnostique dans les meilleurs delais afin d'avoir 1'equipe de maintenance adaptee au type du probleme. Encore un autre but est la realisation d'une maintenance preventive. Ces buts vent atteints grace a un procede de detection d'endommagement de rotor d'un moteur d'aeronef comprenant des moyens de mesure de vibration et de vitesse du rotor pendant un vol determine, et comportant les etapes suivantes: - acquisition de donnees relative a la vitesse du rotor ainsi qu'a ['amplitude et 3 la phase des vibrations du rotor a partir desdits moyens de mesures, - calcul d'un vecteur vibration moyen sur un intervalle de vitesse de rotor determine 3 partir desdites donnees acquises, - calcul d'une difference vectorielle entre le vecteur vibration moyen audit vol determine et le vecteur vibration moyen d'un vol de reference pour un meme intervalle de vitesse rotor, - comparaison du module de ladite difference vectorielle avec une valeur seuil predetermine, et - emission d'un signal d'alerte lorsque le module de ladite difference ve*orielle excede une valeur seuil predeterminee. Le procede de detection selon ['invention, peut aussi comporter les etapes suivantes: - calcul d'une deuxieme difference vectorielle entre chaque vecteur vibration audit vol determine et le vecteur vibration moyen d'un vol de reference pour un meme intervalle de vitesse rotor, - calcul d'un module de ladite deuxieme difference vectorielle associee a chaque vecteur vibration afin de choisir un plus grand module, - comparaison audit plus grand module avec la valeur seuil predeterminee, et - emission d'un signal d'alerte lorsque ledit plus grand module excede la valeur seuil predeterminee. De meme, le procede de detection selon ['invention, peut aussi comporter caicul d'une troisieme difference vectorielle entre chaque vecteur vibration audit vol determine et le vecteur vibration moyen audit vol determine a un meme intervalle de vitesse rotor, - calcul d'un module de ladite troisieme difference vectorielle associee a chaque vecteur vibration afin de choisir un plus grand module, - comparaison audit plus grand module avec la valeur seuil predeterminee, et - emission d'un signal d'alerte lorsque ledit plus grand module excede la valeur seuil predeterminee. Selon un premier mode de realisation, lesdites etapes de calcul, de comparaison et d'emission vent realisees 3 I'issue audit vol determine. Selon un second mode de realisation, le procede de detection est realise en cours audit vol determine. Selon une premiere particularite de ['invention, le vol de reference correspond au vol precedent audit vol determine. Selon une seconde particularite de ['invention, le vol de reference correspond a un vol associe a un moteur standard de reference. Ava ntageuse m ent, le procede sel on ['invention com porte u ne eta pe de mise a jour des vecteurs moyens du vol reference a partir des donnees audit vol determine lorque le module ou le plus grand module de la difference vectorielle n'excede pas la valeur seuil predeterminee. L'amplitude audit intervalle de vitesse rotor determine correspond a une valeur comprise entre 1% et 10% de la vitesse nominale du rotor. La valeur seuil est predeterminee selon ltemplacement du moyen de detection de vibration et correspond a une valeur comprise entre 2 mils et mils. L'invention a aussi pour but de fournir un systeme de detection d'endommagement de rotor d'un moteur d'aeronef permettant la mise en oeuvre du procede defini ci-avant. Ce but est atteint grace a systeme de detection d'endommagement de rotor d'un moteur d'aeronef muni des moyens de mesure de vibration et de vitesse du rotor pendant un vol determine, et comprenant: - un moyen d'acquisition de donnees relative a la vitesse du rotor ainsi qu'a ['amplitude et a la phase des vibrations du rotor a partir desdits moyens de mesures, - un moyen de caicul d'un vecteur vibration moyen sur un intervalle de vitesse de rotor determine a partir desdites donnees acquises, - un moyen de calcul d'une difference vectorielle entre le vecteur vibration moyen audit vol determine et le vecteur vibration moyen d'un vol de reference pour un meme intervalle de vitesse rotor, - un moyen de comparaison du module de ladite difference vectorielle avec une valeur seuil predetermine, et - un moyen d'emission d'un signal d'alerte lorsque le module de ladite difference vectorielie excede une valeur seuil predeterminee. Le systeme de detection selon ['invention peut aussi comporter: - un moyen de calcul d'une deuxieme difference entre chaque vecteur vibration audit vol determine et le vecteur vibration moyen d'un vol de reference pour un meme intervalle de vitesse rotor, - un moyen de calcul d'un module de ladite deuxieme difference vectorielle associee a chaque vecteur vibration et de choisir un plus grand module, - un moyen de comparaison audit plus grand module avec la valeur seuil predeterminee, et - un moyen d'emission d'un signal d'alerte lorsque ledit plus grand module excede la valeur seuil predeterminee. De meme le systeme de detection selon ['invention peut aussi comporter: un moyen de calcul d'une troisieme difference vectorielle entre chaque vecteur vibration audit vol determine et le vecteur vibration moyen audit vol determine a un meme intervalle de vitesse rotor, - un moyen de calcul d'un module de ladite troisieme difference vectorielle associee a chaque vecteur vibration afin de choisir un plus grand module, - un moyen de comparaison audit plus grand module avec la valeur seuil predeterminee, et - un moyen d'emission d'un signal d'alerte lorsque ledit plus grand module excede la valeur seuil predeterminee. Le systeme de detection comporte au moins un moyen de mesure de vibration sur au moins un plan radial du moteur. L'invention a aussi pour objet un moteur d'aeronef comprenant un compresseur munis de premiers disques rotatifs et une turbine muni de seconds disques rotatifs, mettant en cauvre un systeme de detection defini ci avant. Selon un mode de realisation prefere, le systeme de detection comprend un premier moyen de mesure de vibration au niveau d'un des premiers disques rotatifs et un second moyen de mesure de vibration au niveau des seconds disques rotatifs. L'invention a aussi pour but un programme informatique conqu pour mettre en ceuvre le procede defini ci-avant lorsqu'il est execute par un ordinateur. Breve description des dessins L'invention sera mieux comprise a la lecture de la description faite ci-apres, a titre indicatif mais non limitatif, en reference aux dessins annexes, sur lesquels: - la figure est une vue d'un turboreacteur d'aeronef, comportant sch em atiquement u n system e de detection d'endom m agement de rotor se lon ['invention; - les figures 2A a 2C illustrent l'enregistrement de donnees relatives a la vitesse, I'amplitude et la phase respectivement, stockees pendant le vol par ['unite memoire selon ['invention; - la figure 3 est un organigramme illustrant, selon 1'invention le procede de detection d'endommagement de rotor d'un moteur d'aeronef; - la figure 4 montre une representation de vecteurs vibrations selon le procede de la figure 3; - la figure 5 illustre les amplitudes de vecteurs vibrations en fonction de la vitesse selon le procede de la figure 3; - les figures 6A et 6B illustrent des nuages de points representant les coordonnees cartesiennes des vecteurs vibrations et de leur vecteurs moyens respectivement, pour un intervalle de vitesse donnee selon le procededelafigure3; - les figures 7A et 7B illustrent des differences vectorielles entre des vecteurs moyens d'un vol de reference et les vecteurs moyens d'un vol determine selon le procede de la figure 3; - la figure 8 illustre un cercle limitant une zone seuil selon le procede de la figure 3; - les figures 9A et 9B illustrent des differences vectorielles entre des vecteurs moyens d'un vol de reference et les vecteurs d'un vol determine selon le procede de la figure 3; - la figure 10 est un organigramme illustrant, selon 1'invention le procede de detection d'endommagement de rotor d'un moteur d'aeronef au cours du vol; et Description detaillee de modes de realisation La figure montre une partie d'un moteur d'aeronef, plus particulierement d'un turboreacteur. Le turboreacteur comprend un compresseur basse pression et un compresseur haute pression 2 qui fournissent un debit d'air comprime a une chambre de combustion 3 afin d'assurer une combustion continue du combustible. Les gaz a haute pression et haute temperature s'echappent a grande vitesse par une tuyere (non representee). Les compresseurs vent entraines par une turbine 4 qui preleve et transforme une partie de l'energie du gaz comprime et chaud en une ,. energle mecanlque. Chaque compresseur comprend une partie tournante ou rotor 5, une partie fixe ou stator 6 et une enveloppe ou carter 7. Le rotor comprend un tambour constitue par 1'assemblage de plusieurs disques, sur lesquels vent fixees des aubes mobiles 8. Le stator est constitue de plusieurs rangees d'aubes fixes qui peuvent etre fixces sur le carter 7. La turbine 4 comprend un ou plusieurs etages ou chaque etage se compose d'une grille d'aubes fixes 9a et d'une grille d'aubes mobiles 9b fixees sur un disque. En fonctionnement, les differentes aubes vent soumises aux efforts aerodynamiques. De plus, les aubes mobiles 8 et 9b vent soumises a la force centrifuge qui est proportionnelle au carre de la vitesse de rotation. Ainsi, les aubes et leur attache sur le disque vent dimensionnees pour les plus severes conditions de fonctionnement. L'aube etant une sorte de lamelle, peut vibrer a une frequence propre qui depend de sa forme, de ses dimensions et de son mode de fixation sur le disque. Ces vibrations peuvent etre excitees par des sillages qui naissent au bord de fuite des aubes, par des forces mecaniques prenant naissance dans le rotor lorsque celui-ci presente des balourds trop importants ou par des instabilites aerodynamiques. Par consequent, les vibrations entretenues qui en resultent peuvent entraner la rupture ou la perte d'une ou de plusieurs aubes. Ainsi, certains endommagements de pieces tournantes generent une modification brutale du balourd du rotor correspondent et par consequent, de la vibration. En generale, les vibrations de moteurs vent surveillees par des accelerometres ou autres capteurs de vibration. Chaque capteur peut etre compose de deux accelerometres faisant entre eux un angle, de preference de 90 , dans un plan radial du moteur. Les capteurs peuvent etre places sur le carter 7 au niveau de la turbine 4, de l'un des compresseurs 1, 2 ou entre ces compresseurs. Bien entendu, il est preferable que le capteur de vibration soit place en regard du ou des disques mobiles a surveiller. La figure 1 montre schematiquement un premier capteur 12a de vibration, place au niveau du compresseur 2 et un second capteur 12b de vibration place au niveau de la turbine 4. Il est evident, que le nombre de capteurs de vibrations peut etre quelconque et ieur emplacement peut varier. De fason connue, chaque capteur de vibration fourni un signal electrique representatif des vibrations mecaniques du compresseur ou de la turbine. Apres amplification et filtration le signal est convert) en des donnees numeriques par un convertisseur analogique-numerique afin d'etre analyse numeriquement. En outre, un capteur 16 de vitesse mesure la vitesse de rotation du rotor associe au compresseur et il existe un autre capteur de vitesse (non represente) qui mesure la vitesse de rotation du rotor associe a la turbine. Comme le montre de fason tres schematique la figure i, le systeme de detection d'endommagement selon ['invention, comprend un systeme de traitement de donnees 22 comprenant de fason classique, une unite d'interface 23 qui resoit les donnees numeriques en provenance des capteurs et les transfere dans une unite memoire 25 akin que ces donnees soient traites par une unite centrale 24. Par ailieurs, le systeme de traitement est connecte a un ecran et/ou une imprimante, places par exemple dans le cockpit. Conformement a ['invention, les figures 2A a 2C illustrent un exemple d'enregistrement de donnees stockees pendant le vol par 1'unite memoire 25. En effet, I'exemple de la figure 2A illustre un spectre 32 decrivant ['evolution de la vitesse N(t) du rotor en fonction du temps en secondes. Dans cet exemple, la vitesse est normalisee par rapport a la vitesse nominale et est donnee sous forme de pourcentage. La vibration v(t) est caracterisee par son amplitude A(t), ctest-a- dire, par un ecart maximal par rapport a une position d'equilibre et par sa frequence ou pulsation rp(t). L'amplitude a done la dimension d'une longueur exprimee ici en micrometre ou en mils et la pulsation peut etre exprimee en radian/seconde ou en degre/seconde. D'une maniere generale la vibration est exprimee par une variable compiexe de module A(t) et d'argument p(t) en radians, de la forme v(t)=A(t)exp(i(p(t)). Ainsi, a un instant donne une vibration est definie par une amplitude et par une phase ou angle. Les exemples des figures 2B et 2C illustrent 1'amplitude et la phase respectivement des vibrations enregistrees pendant un vol determine. La figure 2B illustre ['evolution de ['amplitude A(t), en mils, en fonction du temps en secondes. Une premiere courbe 34a d'amplitude al(t) represente les donnees mesurees par le premier capteur 12a de vibration. Une seconde courbe 34b d'amplitude A2(t) represente les donnees mesurees par le second capteur 12b de vibration. La figure 2C illustre ['evolution de la phase rp(t), en degree, en fonction du temps en secondes. Une premiere courbe 36a de phase cpl(t), represente les donnees mesurees par le premier capteur 12a de vibration. Une seconde courbe 36b de phase p2(t), represente les donnees mesurees par le second capteur 12b de vibration. A titre d'exemple, le taux d'acquisition des donnees des figures 2A a 2C, correspond a une donnee par seconde. Conformement a 11nvention, les figures 3 a 9B illustrent le procede de detection d'endommagement de rotor d'un moteur d'aeronef. Ce procede de detection peut etre realise en cours du vol d'aeronef ou a la suite de ce vol. La figure 3 est un organigramme illustrant ce procede de detection a la suite d'un vol determine. Le processus (voir aussi figure i) est mis en ceuvre au moyen de programmes stockes en memoire 25 du systeme de traitement 22. Le processus est demarre (etape 10) par la lecture de donnees relatives a la vitesse et a la vibration du rotor, stockees en memoire 25 pendant le vol. Ainsi, a ['issue de chaque vol. I'unite centrale lit la vitesse de rotation du rotor (figure 2A), I'amplitude (figure 2B) et la phase (figure 2C) des vibrations. A l'etape 20, la vibration a un instant donne t est exprimee par un vecteur vibration V defini a partir de ['amplitude A(t) et la phase cp(t) a cet instant t, de la vibration du rotor. En effet, la figure 4 montre une representation a un instant donne des vecteurs vibrations V1 et V2, des premier et second capteurs respectivement, en coordonnees polaires. Les longueurs des vecteurs V! et V2 vent proportionnelles a leur modules Al et A2 et les angles qu'ils font avec l'axe principal correspondent a leur phases cp1 et cp2 respectivement. A l'etape 30 (voir aussi figure 5), les vecteurs vibrations, emanant de chaque capteur de vibration, vent parametres en fonction de la vitesse du rotor. Ensuite le spectre de la vitesse du rotor est subdivise en une pluralite d'intervalles de vitesse et par consequent les vecteurs vibrations vent tries selon ces intervalles. La subdivision n'est pas forcement reguliere et ['amplitude de l'intervalle de vitesse peut correspondre a une valeur comprise entre i% et % de la vitesse nominale du rotor. Il est preferable d'affiner la subdivision 3 des vitesses elevees du rotor car la vibration, et par consequent le risque de perte d'aubes, est plus elevee. A titre d'exemple, pour des vitesses rotors normalisees entre 80% et 110%, on peut choisir des subdivisions ou intervalles d'une amplitude de 1%. Par ailleurs, il est avantageux d'elargir ['amplitude des intervalles lorsque les vitesses vent falbles et meme d'eliminer la partie inferieure du spectre de la vitesse, afin de ne pas surcharger la memoire et le temps de traitement des donnees. Par exemple, on peut faire une subdivision de 2% ou pl us a des vitesses rotors normal isees en dessous de 80% et d'eli miner la partie en dessous de 20%. En effet, la figure 5 montre un exemple d'une distribution des amplitudes (en mile), des vecteurs, determinees a partir d'un des capteurs, en fonction de la vitesse normalisee du rotor. Dans cet exemple, le spectre de la vitesse du rotor est subdivise en des intervalles d'une amplitude de 2% et dans un intervalle global compris entre 20% et 100% de la vitesse nominale. A l'etape 40, les coordonnees du vecteur moyen de vibration vent calculees pour chaque intervalle de vitesse et pour chaque capteur. La figure 6A illustre un exemple d'un nuage de points representant les coordonnees cartesiennes de vecteurs des vibrations determinees a partir du premier capteur, pour un intervalle de vitesse donnee. En particulier, cette figure represente les vecteurs vibrations dans un intervalle de vitesse entre % et 82% de la vitesse nominale. Une moyenne vectorielle, definissant un vecteur moyen dans l'intervalle donne, peut etre determinee en calculant le barycentre du nuage de points. On notera que si le nombre de points representant les coordonnees des vecteurs est faible, il est preferable pour une meilleure analyse, de ne pas tenir compte de ces points. De meme, la figure 6B represente les coordonnees cartesiennes de vecteurs des vibrations determinees a partir du second capteur ainsi que leur vecteur moyen dans un intervalle de vitesse donnee. A l'etape 50, le vecteur moyen representant chaque interval le et chaque capteur est stocke en memoire. A partir de ltetape 50, I'evolution de ces vecteurs est analysee par les etapes 613 81 et/ou par les etapes 62 a 82. Ainsi, a l'etape 61, pour chaque intervalle de vitesse et pour chaque capteur, on calcul la difference vectorielle D entre le vecteur moyen d'un vol de reference et le vecteur moyen du vol determine, bien entendu pour le meme intervalle de vitesse. On notera que les vecteurs moyens representant des differents intervalles de vitesses du vol de reference vent prealablement stockes en memoire 25 du systeme de traitement 22 (voir figure 1). Le vol de reference peut correspondre au vol precedent le vol determine. Par ailleurs, le vol de reference peut correspondre a un vol associe a un moteur standard de reference, par exemple un moteur d'essai. La figure 7A illustre le calcul de la difference vectorielle D1 entre le vecteur moyen du vol de reference, par exemple le vol precedent et le vecteur moyen du vol determine, c'est-3-dire du dernier vol. a partir des donnees stockees en memoire et relatives au premier capteur. De meme la figure 7B illustre le calcul de la difference vectorielle D2 relatif au second capteur. Dans le cas ou cette difference vectorielle, calculee a ltetape 61, depasse une zone critique autour des coordonnees du ve*eur moyen de reference, alors on peut diagnostiquer que le rotor a subi un endommagement, par exemple une rupture d'aube. La figure 8 illustre un cercle ayant pour centre les coordonnees du vecteur moyen de reference et pour rayon une valeur predeterminee selon ['emplacement du detecteur. Ainsi, si la difference vectorielle depasse la zone definie par le cercle C, on peut alors considerer qu'il y a endommagement du rotor. Afin de simplifier le critere de selection, on peut calculer le module de la difference vectorielle pour pouvoir le comparer a une valeur seuil predeterminee. Ainsi, a l'etape 71, on calcul le module d de chaque difference vectorielle D, c'est-a-di re, pour cheque interval le de vitesse. Ensuite, on stocke les valeurs de ces modules en memoire a l'etape 81. Ensuite, a l'etape 90, on compare le module d de la difference vectorielle avec la valeur seuil predeterminee. Cette valeur seuil peut correspondre a une valeur comprise entre 2 mils et 5 mils par exemle. En effet, le capteur de vibration est plus sensible aux balourds du compresseur qu'a ceux de la turbine. Par ailleurs, la sensibilite des capteurs de vibration depend aussi du regime moteur. A titre d'exempie, la sensibilite du capteur varie entre environ 200 cm. g/mils et 300 cm.g/mils, c'est-a-dire, qu'un balourd d'un moment d'environ 200 cm.g correspond a une vibration d'une amplitude de 1 mils. En generale, une rupture d'aube se traduit par un balourd d'environ 2000 cm.g. Ainsi, en tenant compte d'un balourd residue! normal et des differentes sensibilites des capteurs, la rupture d'aube correspond a une variation d'amplitude de vibration de 2 mils a 5 mils. On notera que, la plage de variation de la valeur seuil peut varier selon le modele du moteur. Un processus de calcul d'une dispersion statistique des vecteurs sera maintenant decrit en reference aux etapes 62 a 82. Ainsi, a l'etape 62 (voir aussi figures 9A et 9B) on calcui l'ecart type vectoriel de chaque vecteur, defini auparavant a ltetape 30 dans un intervalle de vitesse determine. Alors, on calcul dans cet intervalle de vitesse, la difference vectorielle entre chaque vecteur vibration V1 ou V2 (defini a l'etape 30) du vol determine et le vecteur vibration moyen ou (stocke prealablement en memoire) d'un vol de reference pour un meme intervalle de vitesse rotor. On notera, qu'il est aussi possible de calculer a l'etape 62, la difference vectorielle entre chaque vecteur vibration (defini a l'etape 30) du vol determine et le vecteur vibration moyen (stocke en memoire a l'etape 50) du vol determine pour un meme intervalle de vitesse rotor. Alors, on calcul a l'etape 72, le module de la difference vectorielle associee a chaque vecteur vibration et on determine le module maximal dmaxl ou dmax2. Ensuite le module maximal, c'est-a-dire, le plus grand mod u le associe a l'interval le de vitesse determine est stocke en memoire a ltetape 82. Ensuite, 3 l'etape 90, on compare le plus grand module de l'intervalle de vitesse determine avec la valeur seuil predeterminee. Lorsqu'un plus grand module (stocke en memoire a l'etape 82) ou un module d'une difference vectorielle (stocke en memoire a l'etape 81) excede la valeur seuil predeterminee, un signal d'alerte est emis sur un ecran du cockpit ou sur une imprimante a ['attention du personnel de maintenance. Alors, un examen approprie du moteur doit etre realise avant tout redemarrage. Par ailieurs, lorsque le module ou le plus grand module de la difference vectorielle n'excede pas la valeur seuil predeterminee une mise a jour est realisee pour les vecteurs moyens du vol reference a partir des donnees du vol determine afin de tenir compte d'une evolution normale du moteur. Il est aussi envisageable que les donnees relatives a la vitesse et a la vibration du rotor soit stockees sur un support de stockage amovible afin de traiter ces donnees par un ordinateur au sol apres atterrissage de l'aeronef. Le procede de detection d'endommagement de rotor d'un moteur d'aeronef a la suite d'un vol determine est particulierement avantageux en ce que le pilote n'est pas perturbe par ce genre de problemes de moindre importance. Un autre avantage est le fait que le systeme de traitement au bord de l'aeronef ne soit pas surcharge. Ceci dit, il est tout a fait possible de detecter l'endommagement du rotor en cours du vol par un procede semblable a celui de la figure 3. En effet, les etapes de l'organigramme illustre a la figure 10 vent semblables a celui de la figure 3, sauf que le processus demarre a l'etape 110 par la lecture en temps reel de donnees relatives a la vitesse du rotor ainsi qu'a ['amplitude et a la phase des vibrations du rotor. A l'etape 120, la vibration est exprimee par un vecteur qui est defini par rapport a un intervalle de vitesse rotor determine (etape 130). En revanche, a l'etape 140, les coordonnees d'un vecteur moyen de vibration pour un intervalie de vitesse determine est calcule a partir des donnees partielles requises a l'etape 110. Ainsi, le vecteur moyen peut evoluer au cours du vol en s'enrichissant des donndes ult6heums. A letups 150, chaque velour mien calculi em stocks en m6moire en Fumigant 6ventueVement le voyeur mien, prAcAdemment stocky et relaUf au mime intense de vResse. gums lea autos grapes scat semblables Sues gushes pcAdemment Dgum 3. s REVENDICATIONS 1. Procede de detection d'endommagement de rotor d'un moteur d'aeronef comprenant des moyens de mesure de vibration et de vitesse du rotor pendant un vol determine, caracterise en ce qu'il comporte les etapes suivantes: - acquisition de donnees relative a la vitesse du rotor ainsi qu'3 ['amplitude et a la phase des vibrations du rotor a partir desdits moyens de mesure, - calcul d'un vecteur vibration moyen sur un intervalle de vitesse de rotor determine a partir desdites donnees acquises, - calcul d'une difference vectorielle entre le vecteur vibration moyen audit vol determine et le vecteur vibration moyen d'un vol de reference pour un meme intervalle de vitesse rotor, - comparaison du module de ladite difference vectorielle avec une valeur seuil predetermine, et - emission d'un signal d'alerte lorsque le module de ladite difference vectorielle excede une valeur seuil predeterminee. 2. Procede de detection selon la revendication 1, caracterise en ce qu'il comporte en outre, les etapes suivantes: - calcul d'une deuxieme difference vectorielle entre chaque vecteur vibration audit vol determine et le vecteur vibration moyen d'un vol de reference pour un meme intervalle de vitesse rotor, - calcul d'un module de ladite deuxieme difference vectorielle associee a chaque vecteur vibration afin de choisir un plus grand module, - comparaison audit plus grand module avec la valeur seuil predeterminee, et - emission d'un signal d'aierte lorsque ledit plus grand module excede la valeur seuil predeterminee. 3. Procede de detection selon la revendication i, caracterise en ce qu'il comporte en outre, les etapes suivantes: - calcul d'une troisieme difference vectorielle entre chaque vecteur vibration audit vol determine et le vecteur vibration moyen audit vol determine 3 un meme intervalle de vitesse rotor, - calcul d'un module de ladite troisieme difference vectorielle associee a chaque vecteur vibration afin de choisir un plus grand module, - comparaison audit plus grand module avec la valeur seuil predeterminee, et - emission d'un signal d'alerte lorsque ledit plus grand module excede la valeur seuil predeterminee. 4. Procede de detection selon l'une quelconque des revendications 1 a 3, caracterise en ce que lesdites etapes de calcul, de comparaison et d'emission vent realisees a ['issue audit vol determine. 5. Procede de detection selon l'une quelconque des revendications a 3, caracterise en ce que le procede de detection est realise en cours audit vol determine. 6. Procede de detection selon l'une quelconque des revendications a 5, caracterise en ce que le vol de reference correspond au vol precedent audit vol determine. 7. Procede de detection selon l'une quelconque des revendications a 5, caracterise en ce que le vol de reference correspond 3 un vol associe a un moteur standard de reference. 8. Procede de detection selon l'une quelconque des revendications a 6, caracterise en ce qu'il comporte en outre une etape de mise a jour des vecteurs moyens du vol reference a partir des donnees audit vol determine lorsque le module ou le plus grand module de la difference vectorielle n'excede pas la vaieur seuil predeterminee. 9. Procede de detection selon l'une quelconque des revendications 1 a 8, caracterise en ce que ['amplitude audit intervalle de vitesse rotor determine correspond a une valeur comprise entre 1% et 10% de la vitesse nominale du rotor. 10. Procede de detection selon l'une quelconque des revendications 1 a 9, caracterise en ce que la valeur seuil est predeterminee selon ltemplacement du moyen de detection de vibration et correspond a une valeur comprise entre 2 mils et 5 mils. 11. Systeme de detection d'endommagement de rotor d'un moteur d'aeronef muni des moyens de mesure de vibration et de vitesse du rotor pendant un vol determine, caracterise en ce qu'il comprend: - un moyen d'acquisition de donnees relative a la vitesse du rotor ainsi qu'a ['amplitude et a la phase des vibrations du rotor a partir desdits moyens de mesures, - un moyen de calcul d'un vecteur vibration moyen sur un intervalle de vitesse de rotor determine a partir desdites donnees acquises, - un moyen de calcul d'une difference vectorielle entre le vecteur vibration moyen audit vol determine et le vecteur vibration moyen d'un vol de reference pour un meme intervalle de vitesse rotor, - un moyen de comparaison du module de ladite difference vectorielle avec une valeur seuil predetermine, et - un moyen d'emission d'un signal d'alerte lorsque le module de ladite difference vectorielle excede une valeur seuil predeterminee. 12. Systeme de detection selon la revendication 11, caracterise en ce qu'il comprend en outre: - un moyen de calcul d'une deuxieme difference entre chaque vecteur vibration audit vol determine et le vecteur vibration moyen d'un vol de reference pour un meme intervalle de vitesse rotor, - un moyen de calcul d'un module de ladite deuxieme difference vectorielle associee a chaque vecteur vibration et de choisir un plus grand module, un moyen de comparaison audit plus grand module avec la valeur seuil predeterminee, et - un moyen d'emission d'un signal d'alerte lorsque ledit plus grand module excede la valeur seuil predeterminee. 13. Systeme de detection selon la revendication 11, caracterise en ce qu'il comporte en outre, les etapes suivantes: - un moyen de calcul d'une troisieme difference vectorielle entre chaque vecteur vibration audit vol determine et le vecteur vibration moyen audit vol determine a un meme intervalle de vitesse rotor, - un moyen de calcul d'un module de ladite troisieme difference vectorielle associee 3 chaque vecteur vibration afin de choisir un plus grand module, - un moyen de comparaison audit plus grand module avec la valeur seuil predeterminee, et - un moyen d'emission d'un signal d'alerte lorsque ledit plus grand module excede la valeur seuil predeterminee. 2514. Systeme de detection selon l'une quelconque des revendications 11 3 13, caracterise en ce qu'il comporte au moins un moyen de mesure de vibration sur au moins un plan radial du moteur. 15. Moteur d'aeronef comprenant un compresseur munis de premiers disques rotatifs et une turbine muni de seconds disques rotatifs, caracterise en ce qu'il comporte un systeme de detection selon les revendications 113 14. 16. Poseur dmnef salon revendlcaBon 15, camris6 en ce qua is shame de diteion comprend an premier mown de mesure de vibration au Bateau don des premiers dlsques roach et an second moyen de mesure de vibration au nlveau des sends aquas rotas. s 17. Programme lnrmadque carat en ce qua eat conga pour medre en Louvre le procAdA sewn [une quelconque des mvendlcaBons 1 10