FR 2990284 A1 20131108 FR 1254142 A 20120504 La présente invention concerne le développement de systèmes complexes et plus particulièrement un procédé d'aide au développement et à la validation de systèmes complexes, notamment d'aéronefs, basé sur la mise en oeuvre de reproductions du système et du système lui-même, permettant, en particulier, la réduction des délais de conception et/ou de développement. La sûreté des aéronefs est un souci majeur des constructeurs qui disposent de nombreux outils pour effectuer des simulations et des tests des différents éléments mis en oeuvre, notamment des éléments électriques et hydrauliques, ainsi que des interactions entre ces éléments. Lors de la conception d'un aéronef, des modèles informatiques sont désormais de plus en plus utilisés. La précision et donc la complexité de ces modèles évoluent au fur et a mesure du développement de l'aéronef. Généralement, chaque modèle représente le comportement d'un élément réel devant être intégré dans l'aéronef. Lorsqu'un modèle est validé, il peut être intégré dans un ensemble de niveau supérieur pour tester et valider une fonction. De proche en proche, il est ainsi possible de valider chaque élément ainsi que les interactions de ces éléments entre eux avant même de lancer une fabrication réelle. Après validation des concepts, un premier prototype est généralement construit pour effectuer de nouveaux tests et valider le développement. Des essais au sol sont réalisés avant les premiers vols. Ainsi, pour valider l'intégration d'éléments réels d'un aéronef, des tests peuvent être effectués sur celui-ci lorsqu'il est en configuration de vol, avant les premiers vols. Des outils de test permettent de recréer des conditions permettant de simuler des conditions particulières de vol en soumettant les capteurs de l'aéronef à des stimuli appropriés. Lorsque ces tests sont validés, des essais en vol peuvent être réalisés. Ainsi, durant la conception d'un aéronef, une première phase vise sa spécification et la modélisation tandis qu'une seconde phase a pour objet la réalisation de moyens d'intégrations (ou reproductions partielles d'aéronefs) permettant de valider les prototypes de chacun des systèmes de l'aéronef de manière représentative avant son premier vol. Ainsi, la fabrication de ces moyens d'intégration exige aujourd'hui un minimum de maturité des éléments et des systèmes de l'aéronef. Généralement, si les tests effectués au sol sur le prototype ne sont pas validés, aucun essai en vol n'est réalisé. Par ailleurs, ces moyens d'intégration sont soumis à une forte charge d'activité avant le premier vol de l'aéronef (charge largement diminuée après que les premiers vols aient été effectués). Par conséquent, les cycles de développement sont liés à des étapes de spécification et de validation et il est généralement difficile de raccourcir la durée du cycle complet de conception. L'invention permet de résoudre au moins un des problèmes exposés précédemment. L'invention a ainsi pour objet un procédé d'aide au développement et à la validation d'un système complexe comprenant une pluralité d'éléments, ledit système complexe permettant de réaliser une pluralité de fonctions, ce 20 procédé comprenant les étapes suivantes, - définition d'au moins une première spécification dudit système complexe, ladite au moins une première spécification définissant au moins une première pluralité d'éléments validés selon un premier niveau de validation ; - réalisation d'une reproduction réelle partielle dudit système 25 complexe selon ladite au moins une première spécification ; - test de ladite reproduction réelle partielle dudit système complexe ; - définition d'au moins une seconde spécification dudit système complexe, distincte de ladite au moins une première spécification, ladite au 30 moins une seconde spécification définissant au moins une seconde pluralité d'éléments validés selon un second niveau de validation et étant au moins partiellement définie en réponse audit test de ladite reproduction réelle partielle dudit système complexe ; - réalisation d'au moins un prototype dudit système complexe ; estimation d'au moins une différence entre lesdites au moins une première et une seconde spécifications et identification d'au moins une fonction mettant en oeuvre un élément particulier, ledit élément particulier étant lié à ladite au moins une différence ; et, - test de ladite au moins une fonction identifiée dans ledit prototype réalisé. Le procédé selon l'invention permet ainsi d'optimiser le temps et les coûts de développement d'un système complexe sans imposer de limite sur le périmètre des tests visant des parties de ce système. Selon un mode de réalisation particulier, ledit élément particulier est un élément de ladite pluralité d'éléments, propre à ladite au moins une seconde spécification, ou une combinaison d'éléments de ladite pluralité d'éléments, propre à ladite au moins une seconde spécification. Toujours selon un mode de réalisation particulier, ladite au moins fonction identifiée, appelée au moins une première fonction avionique, est une fonction avionique testée indépendamment d'au moins une seconde fonction avionique pouvant être réalisée par ledit système complexe, lesdites au moins une première et une seconde fonctions avioniques étant distinctes et directement ou indirectement liées, ladite étape de test de ladite au moins fonction identifiée comprenant les étapes suivantes, - personnalisation dudit prototype, ladite personnalisation 25 permettant la simulation du comportement d'au moins un premier élément réel dudit prototype ; - simulation du comportement dudit au moins un premier élément réel dudit prototype, ledit au moins un premier élément réel étant mis en oeuvre par ladite au moins une première fonction ; et, 30 - activation d'au moins un second élément réel dudit prototype, ledit au moins un second élément réel étant mis en oeuvre par ladite au moins une première fonction. Ainsi, conformément à l'invention, le prototype est personnalisé en vu des tests devant être effectués, sans que le prototype soit spécifique à ces tests. Selon un mode de réalisation particulier, ladite étape de personnalisation comprenant une étape de déconnexion dudit au moins un premier élément réel dudit prototype et de connexion d'au moins un élément simulant ledit au moins un premier élément réel, ladite au moins une première fonction est une fonction hydraulique. De façon avantageuse, le procédé comprend en outre une étape de connexion d'un dispositif de simulation d'incidents permettant d'accroître le périmètre de tests de la fonction avionique testée. Toujours selon un mode de réalisation particulier, ladite au moins une seconde fonction est une fonction électrique ou électronique, ladite étape de personnalisation comprenant, de préférence, une étape de déconnexion d'au moins un élément réel mis en oeuvre par ladite au moins une seconde fonction. De façon avantageuse, le procédé comprend en outre une étape de connexion d'un module d'adaptation, ledit module d'adaptation étant connecté à la place dudit au moins un élément réel mis en oeuvre par ladite au moins une seconde fonction, ledit module d'adaptation étant en outre connecté à un élément simulant un élément mis en oeuvre par ladite au moins une seconde fonction et/ou au moins un outil de test. Le procédé comprend en outre, de préférence, une étape de connexion d'un module d'adaptation, connecté à un élément simulant un élément mis en oeuvre par ladite au moins une seconde fonction et/ou au moins un outil de test, entre un connecteur configuré pour recevoir un élément mis en oeuvre par ladite au moins une seconde fonction et ledit élément réel prévu pour être connecté audit connecteur. Avantageusement, le procédé comprend en outre une étape de configuration dudit module d'adaptation connecté audit connecteur. D'autres avantages, buts et caractéristiques de la présente invention ressortent de la description détaillée qui suit, faite à titre d'exemple non limitatif, au regard des dessins annexés dans lesquels : - la figure 1 illustre schématiquement une reproduction partielle d'un 5 aéronef ou iron bird permettant de tester des éléments réels d'un aéronef ; - la figure 2 illustre schématiquement certaines étapes d'un procédé de conception et de validation d'un aéronef conformément à l'invention ; - la figure 3 illustre schématiquement l'architecture de l'ATA 24 d'un prototype d'aéronef, configurée pour permettre de tester des éléments réels de 10 l'ATA 29 de l'aéronef ; - la figure 4 illustre schématiquement l'architecture des ATAs 27, 29 et 32 d'un prototype d'aéronef, configurée pour permettre de tester des éléments réels de l'ATA 29; - la figure 5 illustre certaines étapes d'un exemple d'algorithme pour 15 tester une première fonction avionique d'un prototype d'aéronef, indépendamment d'une seconde fonction avionique du prototype, ces fonctions étant distinctes et directement ou indirectement liées ; - la figure 6, comprenant les figures 6a et 6b, illustre la personnalisation d'un prototype d'aéronef pour permettre l'exécution de tests de 20 l'ATA 29 ; - la figure 7, comprenant les figures 7a, 7b et 7c, illustre deux modes de connexion d'éléments électriques et électroniques simulés et/ou d'outils de test, dans un prototype d'aéronef, pour effectuer des tests ; - la figure 8 illustre un exemple d'adaptateur électrique représenté 25 sur les figures 7b et 7c; et, - la figure 9 illustre plus précisément la connexion d'éléments réels d'un prototype d'aéronef, testés, à une simulation, via un câblage spécifique et un adaptateur, pour effectuer des tests du prototype. De façon générale, l'invention vise un procédé selon lequel une 30 reproduction partielle d'un aéronef, également appelée moyen d'intégration, est réalisée dés qu'un premier niveau de validation de modèles d'éléments constituant cet aéronef est atteint, c'est-à-dire selon un premier niveau de spécifications (représentant un premier niveau de maturité de l'aéronef), de telle sorte que cette reproduction partielle puisse être utilisée pour valider des éléments réels de l'aéronef. Ainsi, si le premier prototype de l'aéronef est réalisé selon un second niveau de spécifications, seul un nombre limité de tests sur le prototype est nécessaire avant les essais en vol. En effet, il n'est alors nécessaire d'effectuer des tests que sur les éléments ou combinaisons d'éléments liés aux différences de spécifications. Par ailleurs, l'utilisation de ce prototype en tant que moyen complémentaire d'essai d'intégration avant le premier vol permet de répondre de manière optimale à la surcharge d'essais avant un premier vol. Enfin, d'un point de vue maturité, aucun moyen d'intégration ne peut être plus représentatif que l'aéronef lui-même. Il est tout d'abord rappelé que, durant la vie d'un aéronef ou d'un modèle d'aéronefs, des éléments de celui-ci évoluent pour corriger des erreurs qui n'avaient pas été détectées auparavant, pour offrir de nouvelles fonctionnalités et/ou à des fins de certification. Ces éléments doivent alors être testés avant que ces éléments puissent être exploités dans un aéronef. En outre, il est souvent nécessaire d'effectuer de nouveaux tests d'éléments lorsque des événements particuliers interviennent sur un aéronef afin d'en comprendre les causes et les conséquences. A ces fins, pour valider des modifications apportées à un aéronef ou comprendre certains phénomènes observés, des reproductions partielles d'aéronefs peuvent être utilisées. De telles reproductions, telles que des « iron bird », mettent en oeuvre des éléments réels des aéronefs, par exemple des calculateurs et des actionneurs, sans toutefois reproduire l'ensemble des éléments, tels que la voilure, ni les éléments ne pouvant être mis en oeuvre de façon réaliste simplement, par exemple les moteurs. Ces systèmes permettent de tester chaque fonction d'un aéronef, par exemple la fonction hydraulique permettant de commander des actionneurs. Il est observé que, bien que cette fonction soit indirectement liée aux moteurs qui génèrent l'énergie, elle peut être testée en utilisant des pompes entraînées par des groupes électriques de laboratoire à la place de pompes entraînées par des moteurs de l'aéronef. 2 9902 84 7 Ainsi, la fonction hydraulique peut être testée indépendamment de la fonction moteur de l'aéronef. La figure 1 illustre schématiquement une reproduction partielle d'un aéronef, l'iron bird, permettant de tester certaines fonctionnalités de ce dernier. 5 Comme illustré, l'iron bird 100 est ici relié à un cockpit de simulation 105. Les éléments réels du cockpit de simulation et de l'iron bird sont, de préférence, reliés entre eux par des câblages identiques à ceux de l'aéronef. Cependant, si certains éléments non présents sur ces installations ont des interfaces avec des éléments réels, il est nécessaire de simuler ces 10 équipements à l'aide d'interfaces électroniques et de modèles temps réel. Le câblage et les interfaces électroniques reliant des éléments réels du cockpit de simulation et de Piron bird sont ici référencés 110. L'iron bird 100 comprend notamment des actionneurs 115, par exemple des actionneurs hydrauliques de commande de volets, un réseau de 15 communication 120 permettant le transfert de données pour commander, en particulier, les actionneurs 105, un réseau électrique 125 pour alimenter les éléments électriques et électroniques de l'iron bird, par exemple des capteurs 130 dont les données sont transmises par le réseau de communication 120, un réseau hydraulique 135 pour alimenter, en particulier, les actionneurs 105, ainsi 20 que des sources électriques 140 et hydrauliques 145. Ces sources simulent les pompes et les générateurs de l'aéronef. L'interface informatique de simulation 110 permet ainsi de tester des éléments de l'iron bird 100 selon des scénarii prédéterminés et/ou des commandes issues du simulateur de cockpit 105. 25 Typiquement, une telle reproduction partielle d'aéronef est réalisée lorsque les modèles théoriques de chaque élément de l'aéronef, ainsi que la coopération de ces modèles, ont été validés. Cependant, conformément à l'invention, cette reproduction partielle est ici réalisée dès qu'un niveau de spécifications jugé acceptable est atteint de telle sorte que la reproduction 30 partielle puisse être utilisée pour effectuer des tests avant la réalisation d'un prototype de l'aéronef. Ainsi, des modifications peuvent être apportées avant la réalisation d'un prototype, à partir de résultats de tests de la reproduction partielle de l'aéronef. Ces modifications peuvent notamment être apportées aux spécifications à partir desquelles est réalisé le prototype. En outre, les éléments qui diffèrent entre la reproduction partielle de l'aéronef et son prototype peuvent être testés sur le prototype sans qu'il soit nécessaire de conduire l'ensemble des tests des éléments sur le prototype. En optimisant la réalisation du prototype et en limitant le nombre de tests effectués sur ce dernier, il est possible de réduire le cycle global de conception de l'aéronef. Par ailleurs, utiliser un même prototype comme moyen d'essais avant un premier vol puis pour les premiers vols permet d'optimiser les ressources mises en oeuvre. A ces fins, il est possible d'utiliser des éléments réels d'un aéronef et des éléments simulés pour effectuer des tests d'éléments réels de l'aéronef. De tels tests permettent notamment de valider des modifications apportées à ces éléments ou à leurs combinaisons, analyser le comportement de ces éléments dans des circonstances particulières et/ou certifier l'intégration de ces éléments dans un aéronef sans nécessiter une reproduction partielle de l'aéronef (iron bircl) selon les spécificités de l'aéronef. La figure 2 illustre schématiquement certaines étapes d'un procédé de conception et de validation d'un aéronef conformément à l'invention. Après avoir modélisé au moins certains éléments de l'aéronef (étape 200), le ou les modèles sont évalués pour déterminer s'ils sont valides selon un premier niveau de validation (étape 205). Dans la négative, la modélisation continue pour améliorer ce ou ces modèles. Si le ou les modèles sont valides selon le premier niveau de validation, des premières spécifications de l'aéronef (ou de certains éléments de l'aéronef), correspondant à ce premier niveau de validation, sont définies (étape 210). Ces premières spécifications sont alors utilisées pour la réalisation d'une reproduction partielle de l'aéronef (étape 215), par exemple un iron bird. Il est remarqué ici que même si le premier niveau de validation est atteint, la modélisation continue, au moins jusqu'à ce qu'un second niveau de validation, correspondant à un niveau permettant la réalisation d'un prototype, soit atteint. Dès que la reproduction partielle est réalisée, il est possible d'effectuer des tests sur celle-ci (étape 220). Comme indiqué, les résultats de tests de la reproduction partielle de l'aéronef peuvent être utilisés pour améliorer les modèles développés. Ces tests portent naturellement sur les éléments et combinaisons d'éléments tels que définis dans les premières spécifications. Parallèlement, le ou les modèles sont évalués pour déterminer s'ils sont valides selon un second niveau de validation (étape 225). Dans la négative, la modélisation continue pour améliorer ce ou ces modèles. Si le ou les modèles sont valides selon le second niveau de validation, des secondes spécifications de l'aéronef (ou de certains éléments de l'aéronef), correspondant à ce second niveau de validation, sont définies (étape 230). Ces secondes spécifications sont alors comparées avec les premières spécifications pour déterminer les différences et identifier, en particulier, les éléments de l'aéronef ainsi que les combinaisons d'éléments de l'aéronef ayant été modifiés (étape 235), c'est-à-dire pour identifier les éléments et combinaison d'éléments propres aux secondes spécifications. Simultanément ou de façon séquentielle, les secondes spécifications, correspondant au second niveau de validation, sont utilisées pour la réalisation d'un prototype de l'aéronef (étape 240). Lorsque le prototype est réalisé, les tests liés aux éléments nouveaux et aux combinaisons nouvelles d'éléments, par rapport aux premières spécifications, tels que déterminés précédemment, peuvent être effectués sur le prototype (étape 245). Il convient de noter ici que lorsque les secondes spécifications sont définies, il est possible de faire évoluer la reproduction de l'aéronef, de préférence sans tenir compte de certains éléments du fait de la disponibilité du prototype. Les tests effectués sont notamment des tests standards, propres aux éléments et aux combinaisons d'éléments testés. A ces fins, le prototype est utilisé après avoir été personnalisé pour les besoins des tests effectués. A titre d'illustration, les tests devant être effectués sur le prototype car n'ayant pu être effectués sur la reproduction partielle de l'aéronef peuvent concerner l'hydraulique. Il peut s'agir, par exemple, de tests de maintenance, de risque ou d'étude tels que l'étude de comportement en cas de fuites ou en cas d'élévation de température. Selon la classification ATA (l'ATA, sigle d'Air Transport Association, est un organisme international de normalisation ayant établi une classification par chapitres ATA utilisés pour identifier des parties fonctionnelles d'un aéronef de façon standardisée), les ATA concernés sont ici l'ATA 29 (systèmes testés), l'ATA 24 (source de puissance électrique), l'ATA 27 (commandes de vol, principaux consommateurs hydrauliques) et ATA 32 (train d'atterrissage). Concernant l'ATA 29 et selon un mode de réalisation particulier, les trois circuits du système hydraulique d'un aéronef sont utilisés pour conduire les tests. Ces circuits sont liés aux trois sources de puissance hydraulique disponibles à bord d'un aéronef : - les pompes hydrauliques liées aux moteurs de l'aéronef, aussi appelées EDP (sigle d'Engine Driven Pump en terminologie anglo-saxonne). Leur utilisation est ici remplacée par celle de pompes de laboratoire, aussi appelées laboratory EDP en terminologie anglo-saxonne, c'est-à-dire des EDP non qualifiées pour des vols. Elles sont alimentées par des groupes électriques spécifiques ; - une source de secours, appelée RAT (acronyme de Ram Air Turbine en terminologie anglo-saxonne), remplacée ici par une source de secours de laboratoire, appelée laboratory RAT, alimentée par un groupe électrique spécifique ; et, - des pompes électriques, des accumulateurs et des pompes manuelles de l'aéronef. De façon avantageuse, une unité de surveillance du système hydraulique, ou HSMU (sigle d'Hydraulic System Monitoring Unit en terminologie anglo-saxonne), c'est-à-dire une unité de surveillance de laboratoire, non qualifiée pour des vols, remplace l'unité de surveillance de l'aéronef. Cependant, le panneau de contrôle intégré (ICP, sigle d'Integrated Control Panel en terminologie anglo-saxonne) utilisé pour effectuer les tests est, de préférence, le panneau de contrôle intégré réel de l'ATA 29. Il est observé que pour tester l'intégration d'éléments de l'ATA 29, une source de puissance électrique est nécessaire. En outre, certains tests de l'ATA 29, notamment des tests de pannes moteur, requièrent une reconfiguration des éléments de l'ATA 24. Pour répondre à ces besoins, il est possible d'utiliser le réseau 10 électrique de l'ATA 24, en particulier des centres de puissance, des calculateurs et des convertisseurs AC/DC (sigle d'Altemating Current / Direct Current en terminologie anglo-saxonne). Concernant les sources électriques, lorsqu'une représentativité de l'ATA 24 n'est pas requise, il est possible de leurrer le système ATA 24 en 15 utilisant une source électrique extérieure, que le prototype d'aéronef soit considéré, dans les tests, au sol ou en vol. Alternativement, si une représentativité de l'ATA 24 est requise, il est possible de simuler des générateurs d'un aéronef, aussi appelés IDG (sigle d'Integrated Drive Generator en terminologie anglo-saxonne), à partir d'une source extérieure. 20 Concernant les consommateurs hydrauliques, les CSMG (sigle de Constant Speed Motor/Generator en terminologie anglo-saxonne) du prototype d'aéronef doivent être disponibles et chargés comme ils le sont dans l'aéronef, en tenant compte des éléments électriques non mis en oeuvre dans les tests. La figure 3 illustre schématiquement l'architecture de l'ATA 24 d'un 25 prototype d'aéronef, reconfigurée pour permettre de tester des éléments réels de l'ATA 29 de l'aéronef. Les éléments représentés dans des rectangles sont des éléments réels du prototype d'aéronef, mis en oeuvre pour tester des éléments de l'ATA 29, les éléments représentés dans des ovales sont des éléments simulés et les éléments représentés dans des octogones ne sont pas 30 utilisés. Comme illustré, des éléments de l'ATA 24, référencés ici 300, utilisés pour tester des éléments de l'ATA 29, sont connectés à d'autres éléments de l'ATA 24, référencés 305, tels que l'ELMU (sigle d'Electrical Load Management Unit en terminologie anglo-saxonne) et le CBMU (sigle de Circuit Breaker Monitoring Unit en terminologie anglo-saxonne), qui ne sont pas utilisés pour tester des éléments de l'ATA 29. Cependant, les éléments 305 ne sont ni utilisés, ni simulés. Les éléments 300 sont également connectés à des unités 310 de gestion des connexions électriques (ECMU, sigle d'Electrical Contactor Management Unit en terminologie anglo-saxonne) ainsi qu'à des générateurs électriques IDG, référencés 315-1 à 315-4, et CSMG, référencé 320, contrôlés par des unités de contrôle de générateur (GCU, sigle de Generator Control Unit en terminologie anglo-saxonne), référencées 325-1 à 325-5. Les éléments 300 sont également reliés à une source auxiliaire 330, aussi appelée APU (sigle d'Auxiliaiy Power Source en terminologie anglo-saxonne), contrôlée par l'unité de contrôle du groupe auxiliaire (GAPCU, sigle de Ground and Auxiliary Power Control Unit en terminologie anglo-saxonne), référencée 335. Ils sont également connectés aux sources de puissances extérieures A et B, notées Ext P (sigle d'Extemal Power en terminologie anglo-saxonne) référencées 340-1 et 340-2. Le CSMG 320 est entraîné par la RAT de laboratoire 345 qui, 20 comme les sources IDGs 315-1 à 315-4 et APU 330, est contrôlée par un serveur de simulation 350. Comme illustré, les IDGs 315-1 à 315-4, l'APU 330 et la RAT 345 ne sont pas des éléments réels du prototype d'aéronef mais des éléments les simulant. 25 L'architecture de l'ATA 24 représenté sur la figure 3 permet ainsi de tester des éléments de l'ATA 29 dans des conditions proches de la réalité en utilisant les éléments réels d'un prototype d'aéronef personnalisé. La figure 4 illustre schématiquement l'architecture des ATAs 27, 29 et 32 d'un prototype d'aéronef, configurée pour permettre de tester des 30 éléments réels de l'ATA 29. Les éléments représentés dans des rectangles sont des éléments réels du prototype d'aéronef, mis en oeuvre pour tester des éléments de l'ATA 29, les éléments représentés dans des ovales sont des éléments simulés et les éléments représentés dans des octogones sont des éléments réels ou simulés. Les éléments référencés 400 représentent ici des éléments de l'ATA 27 d'un prototype d'aéronef. Ils comprennent, en particulier, un SFCC (sigle de 5 Slat Flap Control Computer en terminologie anglo-saxonne), un FCPC (sigle de Flight Control Primary Computer en terminologie anglo-saxonne), un FCDC (sigle de Flight Control Data Concentrator en terminologie anglo-saxonne), un FCSC (sigle de Flight Control Secondary Computer en terminologie anglo-saxonne), un THS (sigle de Trimmable Horizontal Stabilizer en terminologie 10 anglo-saxonne) et un BCM (sigle de Backup Control Module en terminologie anglo-saxonne) ainsi que des commandes. Ces éléments sont reliés à un panneau de contrôle (ICP) 405. Les éléments référencés 410 représentent ici des éléments de l'ATA 29. Ils comprennent notamment l'unité de surveillance 415 du système 15 hydraulique (HSMU) ainsi que le système hydraulique référencé 420 de façon globale. Ce sont les éléments de ce système qui sont ici testés. Ces éléments sont reliés à un panneau de contrôle (ICP) 425. Les éléments référencés 430 représentent ici des éléments de l'ATA 32. Ils comprennent notamment un LGCIU (sigle de Landing Gear Control and 20 Interface Unit en terminologie anglo-saxonne) et un BSCU (sigle de Braking and Steering Control Unit en terminologie anglo-saxonne). Enfin, une plateforme de simulation 435 est utilisée pour simuler certains éléments du prototype d'aéronef et tester des éléments de l'ATA 29. Cette plateforme comprend notamment un module de calcul aérodynamique 25 pour déterminer le comportement de l'aéronef, un module de contrôle des moteurs (FADEC, sigle de Full Authority Digital Engine Control en terminologie anglo-saxonne) et un module de centrale inertielle (ADIRS, sigle d'Air Data / Inertial Reference System en terminologie anglo-saxonne). La plateforme comprend en outre, de préférence, un module de gestion d'instruments de vol 30 (EFIS, sigle d'Electronic Flight Instrument System en terminologie anglo- saxonne), un module de gestion d'alertes (ECAM, sigle d'Electronic Centralized Aircraft Monitoring en terminologie anglo-saxonne) et un module de maintenance (CMC, sigle de Central Maintenance Computer en terminologie anglo-saxonne). Les architectures illustrées sur les figures 3 et 4 peuvent être mises en oeuvre dans un prototype d'aéronef pour tester des éléments de l'ATA 29. Naturellement, des configurations similaires peuvent être mises en oeuvre pour tester d'autres éléments de l'aéronef. Comme indiqué précédemment et à ces fins, le prototype d'aéronef est personnalisé pour permettre la simulation de certains de ces éléments et l'exécution de tests. La figure 5 illustre certaines étapes d'un exemple d'algorithme pour tester une première fonction avionique d'un prototype d'aéronef, indépendamment d'une seconde fonction avionique du prototype, ces fonctions étant distinctes et directement ou indirectement liées. Comme illustré, une première étape (étape 500) a ici pour objet la 15 personnalisation du prototype d'aéronef. Cette étape a notamment pour objet de relier des éléments de laboratoire et/ou des éléments simulés au prototype d'aéronef afin de remplacer des éléments réels de ce dernier. A ces fins, les connexions entre les éléments réels sont modifiées de telle sorte que les éléments de laboratoire et/ou les éléments simulés utilisés interagissent avec 20 des éléments réels du prototype à la place des éléments réels correspondants non utilisés. Ainsi, à titre d'illustration, le circuit d'alimentation électrique relié à la RAT peut notamment être déconnecté pour être connecté à la RAT de laboratoire. 25 Dans une étape suivante (étape 505), la simulation de certains éléments du prototype de l'aéronef est lancée. Il est observé ici que les éléments simulés peuvent mettre en oeuvre des éléments réels du prototype ou des éléments de test spécifiquement connectés au prototype lors de l'étape précédente. Ainsi, à titre d'illustration, le comportement d'un calculateur peut 30 être simulé dans un autre calculateur du prototype ou être simulé dans un ordinateur préalablement connecté au prototype. Parallèlement, les éléments réels du prototype utilisés pour effectuer les tests à réaliser sont activés (étape 510). La liste de ces éléments est, de préférence, prédéterminée selon la nature des tests à effectuer. Il est également possible, en particulier, d'activer tous les éléments réels liés à des fonctions à tester ou tous les éléments du prototype, à l'exception des éléments simulés. L'activation des éléments réels peut être réalisée par un opérateur ou de façon automatique selon une liste d'éléments réels à activer et une séquence prédéterminée. Bien que les étapes 505 et 510 soient ici réalisées de façon parallèle, elles peuvent également être réalisées de façon séquentielle, dans un ordre ou dans un autre. Lorsque la simulation des éléments réels non utilisés du prototype, nécessaires à l'exécution des tests, est lancée et lorsque les éléments réels du prototype, également nécessaires à l'exécution des tests, sont activés, le premier test est exécuté (étape 515). Il convient de noter ici que les tests exécutés peuvent être des tests standards d'éléments réels d'aéronef ou des tests particuliers prenant en compte la présence d'éléments simulés. Lorsqu'un test a été effectué, il est vérifié si d'autres tests doivent être exécutés (étape 520). Dans l'affirmative, la configuration de test du prototype est comparée à celle nécessaire à l'exécution du prochain test à exécuter (étape 525). S'il n'est pas nécessaire de changer la configuration du prototype, le prochain test est exécuté comme décrit précédemment (étape 520). Si, au contraire, il est nécessaire de modifier la configuration du prototype, les étapes de lancement d'exécution de simulation d'éléments et/ou d'activation de composants réels (étapes 505 et 510) sont répétées avant l'exécution du prochain test (étape 515), comme illustré sur la figure 5. Si aucun autre test ne doit être effectué, le prototype est reconfiguré dans sa configuration initiale (étape 530). A ces fins, la simulation d'éléments est arrêtée, des composants réels peuvent être désactivés et les connexions modifiées lors de la personnalisation du prototype d'aéronef sont replacées dans leur état initial. Il est observé que, de façon avantageuse, les tests sont ordonnés selon la configuration du prototype nécessaire à leur exécution afin de limiter le 5 nombre de changement de configuration du prototype. Par ailleurs, il est rappelé ici que lors des essais au sol réalisés avant les premiers vols, les éléments réels du prototype de l'aéronef sont généralement mis en oeuvre pour permettre aux tests d'être effectués dans les conditions les plus réalistes possibles. Ainsi, généralement, lors des essais au 10 sol avant les premiers vols, les moteurs du prototype sont mis en route et utilisés pour générer la puissance électrique et hydraulique requise. Par conséquent, les sources hydrauliques et électriques sont celles, réelles, du prototype. Cependant, les limites de fonctionnement d'un moteur au sol, c'est-à- 15 dire à puissance réduite, ne permettent pas de tester de façon réelle les circuits, notamment électriques et hydrauliques, dont les sources sont intrinsèquement liées aux moteurs. Ainsi, la personnalisation du prototype d'aéronef peut notamment comprendre le démontage de connexions entre les sources d'énergie et le 20 circuit d'alimentation afin de court-circuiter ces sources avec des sources extérieures. La figure 6a illustre la personnalisation d'un prototype d'aéronef pour permettre l'exécution de tests de l'ATA 29. Plus précisément, la figure 6a illustre comment une pompe hydraulique 605 couplée à un réacteur 600 d'aéronef est 25 simulée pour effectuer de tels tests. Comme représenté schématiquement, l'arbre de la pompe EDP 605 est relié au réacteur 600 de telle sorte que la rotation de l'arbre de la turbine du réacteur entraîne celui de la pompe. Cette dernière est reliée à un circuit hydraulique. La pompe 605 comprend notamment une entrée basse pression, 30 reliée à un circuit basse pression représenté schématiquement par la référence 610, une sortie haute pression, reliée à un circuit haute pression représenté schématiquement par la référence 615, et une entrée de décharge (CD, sigle de Compressor Discharge en terminologie anglo-saxonne), reliée à un circuit de décharge représenté schématiquement par la référence 620. Lors de la personnalisation du prototype d'aéronef, les circuits basse pression, haute pression et de décharge sont déconnectés de la pompe 605 pour être reliées aux entrées et sortie d'une pompe EDP de laboratoire, référencée ici 625. L'entraînement de cette dernière est ici réalisé par un moteur électrique 630. Les pompes 605 et 625 ont, de préférence, des caractéristiques similaires vis-à-vis des circuits hydrauliques du prototype. Les circuits 610, 615 et 620 sont avantageusement connectés aux 10 entrées/sortie correspondantes de la pompe 625 par des flexibles 635. Il est possible, lors de la personnalisation du prototype, de connecter des dispositifs particuliers pour simuler des incidents. Ainsi, à titre d'illustration, il est possible de relier les circuits basse et haute pression l'un à l'autre via un dispositif 640 permettant, avantageusement, de contrôler le flux entre ces 15 circuits comme illustré sur la figure 6b. Ce dispositif est ici connecté entre les circuits du prototype et la pompe 625 à l'aide des flexibles 635. De façon similaire, des éléments électriques et électroniques peuvent être déconnectés et remplacés par des éléments simulés permettant d'effectuer des tests. 20 La figure 7, comprenant les figures 7a, 7b et 7c, illustre deux modes de connexion d'éléments électriques et électroniques simulés et/ou d'outils de test, dans un prototype d'aéronef, pour effectuer des tests conformément à l'invention. La figure 7a illustre schématiquement une portion de câblage 700, 25 dans un prototype d'aéronef, entre une unité inertielle 705, ou AD1RU (sigle d'Air Data lnertial Reference Unit en terminologie anglo-saxonne), deux unités de gestion électrique 710-1 et 710-2, ou ECMU et une unité de contrôle de charge 715, ou BCL (sigle de Battery Charge Limiter en terminologie anglo-saxonne). 30 Chaque élément est ici placé dans un emplacement d'armoires informatiques, aussi appelées racks en terminologie anglo-saxonne, auxquelles est relié le câblage. Ainsi, par exemple, l'unité inertielle 705 est placée dans un emplacement 720. La figure 7b illustre schématiquement un premier mode de connexion du câblage 700 à des éléments simulés permettant d'effectuer des tests, notamment des tests de l'ATA 29. Selon ce mode, le câblage du prototype est utilisé. Comme représenté, la centrale inertielle 705 (non utilisée pour les tests considérés ici) est déconnectée de son emplacement 720 et remplacée par un adaptateur 725 auxquels peuvent être connectés les éléments simulés et les outils de tests génériquement référencés 730. Selon un autre mode de connexion, illustré sur la figure 7c, le câblage 700 du prototype n'est pas utilisé, la connexion entre les éléments réels du prototype utilisés pour effectuer les tests et les éléments simulés étant réalisée via un câblage spécifique. Comme illustré, la centrale inertielle 705 (non utilisée pour les tests considérés ici) est déconnectée de son emplacement 720. Par ailleurs, les deux unités de gestion électrique 710-1 et 710-2 et l'unité de contrôle de charge 715 sont déconnectées de leurs emplacements respectifs pour y être reconnectés via des adaptateurs 735-1 à 735-3, respectivement. Les adaptateurs 735-1 à 735-3 sont connectés aux éléments simulés et aux outils de tests 730 via le câblage 740. Il est observé ici que les modes décrits en référence aux figures 7b et 7c peuvent être utilisés simultanément pour des éléments différents. Un exemple d'adaptateur tel que les adaptateurs 725 et 735-1 à 735- 3 est illustré sur la figure 8. Comme représenté et comme décrit en référence aux figures 7b et 7c, un tel adaptateur, référencé ici 800, permet d'établir des connexions électriques entre des éléments simulés et des outils de tests 730, le câblage 700 du prototype et un LRU (sigle de Line Replaceable Unit en terminologie anglo-saxonne), notamment l'unité de gestion électrique 710-1 ou 710-2 ou l'unité de contrôle de charge 715, génériquement référencé 805. A titre d'illustration, la connexion 810 permet de transférer un signal 30 électrique des éléments simulés et des outils de tests 730 vers le LRU 805 tandis que la connexion 815 permet de transférer un signal électrique du LRU 805 vers des éléments simulés et des outils de tests 730. De même, la connexion 820 permet de transférer un signal électrique des éléments simulés et des outils de tests 730 vers un emplacement, c'est-à-dire vers le câblage 700, tandis que la connexion 825 permet de transférer un signal électrique du câblage 700 vers des éléments simulés et des outils de tests 730. De façon similaire, la connexion 830 permet de transférer un signal électrique du LRU 805 vers des éléments simulés et des outils de tests 730 et vers le câblage 700 tandis que la connexion 835 permet de transférer un signal électrique du câblage 700 et des éléments simulés et des outils de tests 730 vers le LRU 805. Avant sa connexion, l'adaptateur 800 est, de préférence, configuré pour établir la liste des connexions devant être établies entre chaque point d'entrée/sortie, c'est-à-dire notamment des connexions 810 à 835. Une telle configuration peut être réalisée de façon mécanique, par exemple à l'aide de commutateurs, ou de façon électronique, par exemple à l'aide de multiplexeurs programmés. La figure 9 illustre plus précisément la connexion d'éléments réels 900 d'un prototype d'aéronef, testés, à un LRU 805, via le câblage 700 et un adaptateur 800. Les éléments simulés et les outils de tests 730 sont ici reliés à l'adaptateur 800 via une armoire informatique 905 jouant le rôle d'interface et une armoire informatique d'intégration 910 (appelée G-SIB, acronyme de Generic System for integration Brench en terminologie anglo-saxonne). Comme illustré, l'adaptateur 800 permet de transmettre des signaux aux éléments simulés et aux outils de tests 730 qui peuvent alors simuler, en conséquence, le comportement de l'aéronef et transmettre des signaux le 25 représentant. Pour tester une fonction du prototype d'un aéronef, une première phase consiste, après avoir déterminé la fonction à tester, par exemple la fonction hydraulique, à identifier tous les éléments réels mis en oeuvre par la fonction déterminée ainsi que tous les éléments réels de fonctions connexes 30 nécessaires à l'exécution de la fonction déterminée. Ainsi, par exemple, si la fonction à tester est l'hydraulique, les éléments réels de cette fonction sont notamment les pompes hydrauliques, les circuits hydrauliques et les actionneurs hydrauliques. Les fonctions connexes peuvent notamment être des fonctions électriques dont certains éléments réels sont, en particulier, des sources électriques et des unités de contrôle. Dans ces listes d'éléments réels, il convient alors d'identifier tous les éléments réels liés directement à la fonction testée et dont l'utilisation est nécessaire. Ensuite, parmi les éléments réels identifiés et nécessaires, il convient de sélectionner les éléments réels pouvant être réellement utilisés. Une telle sélection est, en particulier, basée sur des paramètres techniques et de coûts. Ainsi, à titre d'illustration, il peut être décidé que les pompes hydrauliques ne peuvent être réellement utilisées car elles sont entraînées par les moteurs de l'aéronef et que ces derniers ne peuvent être utilisés que dans des gammes de fonctionnement limitées et que, par conséquent, les pompes ne peuvent être réellement testées que dans une plage d'utilisation limitée. De même, il peut être décidé que la mise en oeuvre de certains actionneurs réels entraîne des frais trop importants par rapport à leur implication dans les tests envisagés. Il est également possible de décider que certains calculateurs ne sont pas nécessaires et que seules des fonctionnalités de ces derniers doivent être simulées. Parallèlement, la possibilité de simuler les éléments non utilisables est étudiée, notamment d'un point de vue technique et financier. Une telle étude permet ainsi de déterminer une liste d'éléments réels devant être utilisés pour effectuer des tests prédéterminés ainsi qu'une liste d'éléments devant être simulés. Il est également possible, à partir de ces listes, d'estimer le coût engendré par l'exécution de ces tests. Naturellement, pour satisfaire des besoins spécifiques, une personne compétente dans le domaine de l'invention pourra appliquer des modifications dans la description précédente.30 REVENDICATIONS1. Procédé d'aide au développement et à la validation d'un système complexe comprenant une pluralité d'éléments, ledit système complexe permettant de réaliser une pluralité de fonctions, ce procédé étant caractérisé en ce qu'il comprend les étapes suivantes, - définition (210) d'au moins une première spécification dudit 10 système complexe, ladite au moins une première spécification définissant au moins une première pluralité d'éléments validés selon un premier niveau de validation ; - réalisation (215) d'une reproduction réelle partielle dudit système complexe selon ladite au moins une première spécification ; 15 - test (220) de ladite reproduction réelle partielle dudit système complexe ; - définition (230) d'au moins une seconde spécification dudit système complexe, distincte de ladite au moins une première spécification, ladite au moins une seconde spécification définissant au moins une seconde 20 pluralité d'éléments validés selon un second niveau de validation et étant au moins partiellement définie en réponse audit test de ladite reproduction réelle partielle dudit système complexe ; - réalisation (240) d'au moins un prototype dudit système complexe ; 25 - estimation (235) d'au moins une différence entre lesdites au moins une première et une seconde spécifications et identification d'au moins une fonction mettant en oeuvre un élément particulier, ledit élément particulier étant lié à ladite au moins une différence ; et, - test (245) de ladite au moins une fonction identifiée dans ledit 30 prototype réalisé. 2. Procédé selon la revendication 1 selon lequel ledit élément particulier est un élément de ladite pluralité d'éléments, propre à ladite au moinsune seconde spécification, ou une combinaison d'éléments de ladite pluralité d'éléments, propre à ladite au moins une seconde spécification. 3. Procédé selon la revendication 1 ou la revendication 2, ladite au moins fonction identifiée, appelée au moins une première fonction avionique, étant une fonction avionique testée indépendamment d'au moins une seconde fonction avionique pouvant être réalisée par ledit système complexe, lesdites au moins une première et une seconde fonctions avioniques étant distinctes et directement ou indirectement liées, ladite étape de test de ladite au moins fonction identifiée comprenant les étapes suivantes, - personnalisation (500) dudit prototype, ladite personnalisation permettant la simulation du comportement d'au moins un premier élément réel dudit prototype ; - simulation (505) du comportement dudit au moins un premier élément réel dudit prototype, ledit au moins un premier élément réel étant mis en oeuvre par ladite au moins une première fonction ; et, - activation (510) d'au moins un second élément réel dudit prototype, ledit au moins un second élément réel étant mis en oeuvre par ladite au moins une première fonction. 4. Procédé selon la revendication 3, ladite étape de personnalisation comprenant une étape de déconnexion dudit au moins un premier élément réel (605) dudit prototype et de connexion d'au moins un élément (625) simulant ledit au moins un premier élément réel, ladite au moins une première fonction est une fonction hydraulique. 5. Procédé selon la revendication 3 ou la revendication 4 25 comprenant en outre une étape de connexion d'un dispositif (640) de simulation d'incidents. 6. Procédé selon l'une quelconque des revendications 3 à 5 selon lequel ladite au moins une seconde fonction est une fonction électrique ou électronique. 30 7. Procédé selon la revendication 6, ladite étape de personnalisation comprenant une étape de déconnexion d'au moins un élément réel mis en oeuvre par ladite au moins une seconde fonction. 8. Procédé selon la revendication 7 comprenant en outre une étape de connexion d'un module d'adaptation (725), ledit module d'adaptation étant connecté à la place dudit au moins un élément réel (705) mis en oeuvre par ladite au moins une seconde fonction, ledit module d'adaptation étant en outre connecté à un élément (730) simulant un élément mis en oeuvre par ladite au moins une seconde fonction et/ou au moins un outil de test. 9. Procédé selon l'une quelconque des revendications 6 à 8 comprenant en outre une étape de connexion d'un module d'adaptation (735), connecté à un élément (730) simulant un élément mis en oeuvre par ladite au moins une seconde fonction et/ou au moins un outil de test, entre un connecteur configuré pour recevoir un élément mis en oeuvre par ladite au moins une seconde fonction et ledit élément réel prévu pour être connecté audit connecteur. 10. Procédé selon la revendication 9 comprenant en outre une étape de configuration dudit module d'adaptation connecté audit connecteur.