FR 3045727 A1 20170623 FR 1563016 A 20151221 Arrière-plan de l'invention L'invention se rapporte au domaine général de l'aéronautique. Elle concerne plus particulièrement l'estimation de paramètres de fonctionnement d'un moteur à turbine à gaz ou d'une turbomachine tel 5 qu'un turboréacteur à double flux aussi appelé turbofan ou un turbopropulseur. De tels paramètres de fonctionnement sont par exemple la température de la turbine du moteur, le régime de rotation d'un arbre de la turbine entraînant un compresseur basse pression ou haute pression du moteur, etc. 10 Traditionnellement, les turboréacteurs à double flux ont une architecture double corps, telle que représentée schématiquement à la figure 1. Un tel turboréacteur 1 double flux double corps se compose notamment d'un carter de soufflante 2, d'un corps 3 basse-pression (BP), 15 d'un corps 4 haute-pression (HP), d'une chambre de combustion 5 et d'un boîtier d'entraînement d'accessoires 6 (aussi communément appelé AGB, pour « Accessory Gear Box »). Le corps basse-pression 3 comporte un arbre basse-pression 7 centré sur l'axe longitudinal X-X du turboréacteur 1, une soufflante 8 20 montée sur l'extrémité avant de l'arbre basse-pression 7, un compresseur basse-pression 9 fixé sur la soufflante en aval de celle-ci et couplé par l'intermédiaire de l'arbre basse-pression 7 à une turbine basse-pression 10 montée sur l'extrémité arrière de l'arbre basse-pression 7. L'arbre basse-pression 7 transmet ainsi la puissance de la turbine basse-pression 10 au 25 compresseur basse-pression 9. Le corps haute-pression 4 comporte un arbre haute-pression 11 disposé concentriquement autour de l'arbre basse-pression 7, un compresseur haute-pression 12 monté sur l'arbre haute-pression 11 et couplé par l'intermédiaire de l'arbre haute-pression 11 à une turbine 30 haute-pression 13 montée sur l'extrémité arrière de l'arbre haute-pression 11. L'arbre haute-pression 11 transmet de cette sorte la puissance de la turbine haute-pression 13 au compresseur haute-pression 12. Les compresseurs basse-pression 9 et haute-pression 12, de même que les turbines basse-pression 10 et haute-pression 13 peuvent 35 comporter un ou plusieurs étages d'aubes. 3045727 2 De façon connue, les autorités de certification de tels moteurs imposent à leurs constructeurs de prévoir des mécanismes de protection contre des événements graves pouvant affecter ces moteurs. Un tel événement survient par exemple en cas de casse de l'arbre basse-pression 7. En effet, celui-ci se trouvant entre la turbine basse-pression 10 et le compresseur basse-pression 9, la turbine basse-pression 10 est toujours entraînée mais ne subit plus aucun couple résistant de la part du compresseur basse-pression 9 du fait de la rupture de l'arbre basse-pression faisant le lien entre ces deux éléments. Il s'ensuit une accélération de la turbine basse-pression 10 qui peut devenir tellement intense que sous l'effet de la force centrifuge, le disque de la turbine basse-pression 10 casse et libère des débris susceptibles de traverser les carters du turboréacteur et d'être éjectés. Ce phénomène est aussi connu sous le nom d'éjection de débris non contenue, et est particulièrement dangereux. Une solution mécanique pour parer à ce phénomène consiste à prévoir au niveau de la turbine basse-pression 10 un étage d'aubes de stator (i.e. redresseur) bombé. La figure 2 représente une coupe de la turbine basse-pression 10 du turboréacteur 1 de la figure 1 comprenant un étage 14 d'aubes de stator bombé. Ainsi, sous l'effet d'une rupture de l'arbre basse-pression 7, la turbine basse-pression 10 recule axialement selon l'axe X-X ce qui provoque un contact entre l'étage 15 d'aubes de rotor et l'étage 14 d'aubes de stator bombées. Ce contact suffit à ralentir la turbine basse-pression 10 et à éviter l'éjection de débris non contenue par les carters du turboréacteur. Toutefois, certains turboréacteurs double corps double flux possèdent un unique étage d'aubes de turbine basse-pression, l'étage d'aubes de stator étant alors situé en amont de la turbine basse-pression par rapport au sens d'écoulement des gaz. C'est le cas également de certains turbopropulseurs qui comprennent une turbine libre entraînant une hélice. Dans de tels cas de figure, l'accommodation mécanique décrite précédemment devient caduque. Une autre solution envisagée dans l'état de la technique consiste à placer un capteur de régime magnétique au niveau de la 35 turbine basse-pression. Un tel capteur magnétique se compose d'un bobinage, disposé autour d'une pièce polaire soumise aux lignes 3 0 4 5 72 7 3 d'induction d'un aimant permanent. Il est monté en regard d'une roue phonique (roue dentée en matériau ferromagnétique) associée à l'arbre basse-pression du moteur considéré de sorte que le flux magnétique émanant de la pièce polaire se referme sur la denture de la roue. La roue 5 phonique étant en rotation sous l'effet de la rotation de l'arbre basse- pression, les variations du flux correspondant au passage des dents de la roue phonique devant le capteur magnétique développent aux bornes de la bobine une force électromotrice induite périodique et dont la fréquence est proportionnelle à la vitesse de rotation de l'arbre basse-pression 10 entraînant la roue phonique. Le capteur de régime magnétique étant placé en amont ou au niveau de la turbine basse-pression, la vitesse de rotation fournie par le capteur magnétique est représentative de la vitesse de rotation de la turbine. Elle est fournie pour contrôle au calculateur du moteur. Ainsi, si 15 l'arbre basse-pression casse, une augmentation de la vitesse de rotation de la turbine peut être détectée et accommodée électroniquement par le système de régulation du moteur en coupant notamment l'arrivée de carburant. Une survitesse de la turbine peut ainsi être évitée, de même qu'une éjection non contenue de débris. 20 Cette solution soulève toutefois de nombreux problèmes d'intégration. En effet, la température au niveau de la mesure est très élevée ce qui requiert l'utilisation de capteurs de régime complexes et coûteux. En outre, l'intégration de la roue phonique et du passage des câbles dans les servitudes au niveau de la turbine est problématique du 25 fait du peu de place existant dans la turbine. Objet et résumé de l'invention La présente invention permet de pallier notamment aux inconvénients précités en offrant une solution simple et optimisée 30 permettant de réaliser une mesure de la vitesse d'une turbine d'un moteur à turbine à gaz qui est robuste à une rupture d'un arbre associé à cette turbine. Plus précisément elle propose un procédé d'estimation d'au moins un paramètre de fonctionnement d'un moteur à turbine à gaz, ce 35 procédé comprenant une étape d'obtention d'un signal de température périodique fourni par un capteur de température installé dans une turbine 3045727 4 du moteur, ce signal représentant une température mesurée sur des aubes de la turbine en rotation lors de leur passage devant le capteur de température. Le procédé d'estimation selon l'invention est remarquable en ce qu'il comprend en outre une étape d'estimation d'une vitesse de 5 rotation de la turbine à partir du signal de température obtenu. Corrélativement, l'invention vise aussi un dispositif d'estimation d'au moins un paramètre de fonctionnement d'un moteur à turbine à gaz comprenant un module d'obtention d'un signal de température périodique fourni par un capteur de température installé dans une turbine du moteur, 10 ce signal représentant une température mesurée sur des aubes de la turbine en rotation lors de leur passage devant le capteur de température. Le dispositif d'estimation selon l'invention est remarquable en ce qu'il comprend en outre un module d'estimation d'une vitesse de rotation de la turbine à partir du signal de température obtenu. 15 Dans un mode privilégié de l'invention, le procédé d'estimation comprend en outre une étape d'estimation d'une température moyenne des aubes de la turbine à partir du signal de température. Corrélativement, le dispositif d'estimation selon l'invention comprend en outre, dans ce mode privilégié de réalisation, un module 20 d'estimation d'une température moyenne des aubes de la turbine à partir du signal de température. En d'autres mots, l'invention propose d'utiliser un unique capteur de température pour coupler des mesures de température et de régime au niveau de la turbine. Ceci est rendu possible via l'utilisation d'un 25 capteur de température apte à fournir un signal de température périodique représentant la température mesurée par le capteur sur les aubes de la turbine en rotation lors de leur passage devant le capteur de température, et à partir duquel il est possible d'estimer le régime de rotation de la turbine. 30 Les estimations de température et de régime alors obtenues conformément à l'invention sont avantageusement robustes à une casse de l'arbre associé à la turbine puisqu'elles sont réalisées au niveau de la turbine elle-même. L'invention s'applique aussi bien à une turbine basse-pression qu'à une turbine haute-pression du moteur considéré. Il convient de noter qu'une mesure de température au niveau de la turbine est déjà réalisée dans les moteurs à turbine à gaz de l'état 3 0 4 5 72 7 5 de la technique, dans le cadre de la surveillance du moteur mise en oeuvre en vue notamment de détecter une éventuelle surchauffe du moteur. Traditionnellement le capteur utilisé est un thermocouple mesurant la température des gaz d'échappement au niveau de la turbine. D'autres 5 moteurs intègrent un pyromètre optique qui mesure directement la température des aubes de la turbine en rotation. Un tel pyromètre optique présente l'avantage d'être capable de mesurer sans contact la température de surface des aubes de la turbine, et de pouvoir être utilisé dans des environnements soumis à de très hautes températures. Il fournit 10 un signal de température périodique conforme à l'invention et peut être avantageusement utilisé pour mettre en oeuvre l'invention. Ainsi, l'invention permet d'utiliser des capteurs de température déjà intégrés dans les turbines actuelles de sorte que son intégration est simplifiée et s'appuie essentiellement sur un traitement du signal de 15 température délivré par le capteur qui peut être aisément intégré au niveau par exemple du calculateur du moteur. Toutefois l'invention ne se limite à l'utilisation de pyromètres optiques et d'autres capteurs de températures aptes à fournir un signal de température à partir duquel le dispositif d'estimation selon l'invention peut 20 extraire une information sur la vitesse de rotation de la turbine peuvent être envisagés. Dans un mode particulier de réalisation de l'invention, l'étape d'estimation de la vitesse de rotation comprend la détermination d'une fréquence de passage d'une aube de la turbine devant le capteur de 25 température à partir du signal de température, la vitesse de rotation étant estimée à partir de la fréquence de passage ainsi déterminée et d'un nombre d'aubes de la turbine. Autrement dit, le traitement de signal requis pour estimer la vitesse de rotation de la turbine est particulièrement simple à mettre en 30 oeuvre. Il convient de noter que l'invention s'applique à tout type de moteur à turbine à gaz, tel qu'un turboréacteur, un turbopropulseur, etc. Par ailleurs, aucune limitation n'est attachée au nombre d'étages d'aubes dont est composée la turbine considérée du moteur à turbine à gaz. Si la 35 turbine comprend plusieurs étages, l'invention s'appuie sur un étage d'aubes de rotor de la turbine défilant devant le capteur de température. 3 0 4 5 72 7 6 Dans un mode particulier de réalisation, les différentes étapes du procédé d'estimation sont déterminées par des instructions de programmes d'ordinateurs. En conséquence, l'invention vise aussi un programme 5 d'ordinateur sur un support d'informations, ce programme étant susceptible d'être mis en oeuvre dans un dispositif d'estimation, dans un calculateur ou plus généralement dans un ordinateur, ce programme comportant des instructions adaptées à la mise en oeuvre des étapes d'un procédé d'estimation tel que décrit ci-dessus. 10 Ce programme peut utiliser n'importe quel langage de programmation, et être sous la forme de code source, code objet, ou de code intermédiaire entre code source et code objet, tel que dans une forme partiellement compilée, ou dans n'importe quelle autre forme souhaitable. 15 L'invention vise aussi un support d'informations lisible par un ordinateur, et sur lequel sont enregistrées des instructions d'un programme d'ordinateur tel que mentionné ci-dessus. Un tel support est désigné par support d'informations ou d'enregistrement dans la suite de ce document. 20 Le support d'informations peut être n'importe quelle entité ou dispositif capable de stocker le programme. Par exemple, le support peut comporter un moyen de stockage, tel qu'une ROM, par exemple un CD ROM ou une ROM de circuit microélectronique, ou encore un moyen d'enregistrement magnétique, par exemple une disquette (floppy disc) ou 25 un disque dur. D'autre part, le support d'informations peut être un support transmissible tel qu'un signal électrique ou optique, qui peut être acheminé via un câble électrique ou optique, par radio ou par d'autres moyens. Le programme selon l'invention peut être en particulier 30 téléchargé sur un réseau de type Internet. Alternativement, le support d'informations peut être un circuit intégré dans lequel le programme est incorporé, le circuit étant adapté pour exécuter ou pour être utilisé dans l'exécution du procédé en question. 35 L'invention vise également un moteur à turbine à gaz comprenant : 3045727 7 un capteur de température installé dans une turbine du moteur, et apte à fournir un signal de température périodique représentant une température mesurée sur des aubes de la turbine en rotation lors de leur passage devant le capteur de température ; et 5 un dispositif d'estimation selon l'invention. Le dispositif d'estimation peut notamment être aisément intégré au niveau d'un calculateur du moteur à turbine à gaz comme par exemple dans le système de régulation pleine autorité du moteur aussi connu sous le nom de FADEC pour « Full Authority Digital Engine Control » en 10 anglais). L'invention vise par conséquent également un calculateur comprenant un dispositif d'estimation selon l'invention. Le moteur bénéficie des mêmes avantages cités précédemment que le dispositif et le procédé d'estimation selon l'invention. 15 On peut également envisager, dans d'autres modes de réalisation, que le procédé d'estimation, le dispositif d'estimation, le calculateur et le moteur à turbine à gaz selon l'invention présentent en combinaison tout ou partie des caractéristiques précitées. 20 Brève description des dessins D'autres caractéristiques et avantages de la présente invention ressortiront de la description faite ci-dessous, en référence aux dessins annexés qui en illustrent un exemple de réalisation dépourvu de tout caractère limitatif. Sur les figures : 25 la figure 1, déjà décrite, représente une coupe d'un turboréacteur double-corps double flux ; - la figure 2, déjà décrite, illustre un étage d'aubes de stator bombées d'une turbine ; - la figure 3 illustre de façon très schématique un moteur à turbine à gaz 30 selon l'invention, dans un mode particulier de réalisation ; la figure 4 représente un pyromètre optique pouvant être intégré dans le moteur de la figure 3 et utilisé pour mettre en oeuvre l'invention dans un mode particulier de réalisation ; la figure 5 illustre schématiquement le signal issu du pyromètre 35 optique de la figure 4 ; 3045727 8 la figure 6 représente l'architecture matérielle d'un dispositif d'estimation selon l'invention dans un mode particulier de réalisation dans lequel il est embarqué dans le moteur de la figure 3 ; et la figure 7 représente, sous forme d'ordinogramme, les principales étapes d'un procédé d'estimation selon l'invention dans un mode particulier de réalisation dans lequel il est mis en oeuvre par le dispositif d'estimation embarqué dans le moteur de la figure 3. Description détaillée de l'invention 10 La figure 3 représente de façon schématique, dans son environnement, un moteur à turbine à gaz 100 conforme à l'invention, dans un mode particulier de réalisation. Le moteur à turbine à gaz 100 est par exemple ici un turboréacteur à double corps double flux tel que celui représenté à la 15 figure 1, comprenant notamment une turbine basse pression 101 et une turbine haute-pression (non représentée sur la figure 3). Il convient en effet de noter que bien que l'invention ait une application privilégiée dans le cas de moteurs à turbine à gaz pour lesquels il n'est pas possible d'envisager l'intégration d'un redresseur 20 bombé au niveau de la turbine afin de se prémunir de phénomènes tels qu'une éjection de débris non contenue, l'invention s'applique également à des moteurs dont les turbines peuvent être composées d'une pluralité d'étages d'aubes. En outre, l'invention ne se limite pas à des turboréacteurs mais 25 s'applique également à d'autres types de turbomachines comme par exemple à des turbopropulseurs. De façon connue en soi, le moteur à turbine à gaz 101 est équipé, pour assurer sa surveillance et sa régulation notamment, d'un système 102 de régulation pleine autorité du moteur (FADEC) aussi 30 désigné par calculateur. Le calculateur 102 comprend (i.e. intègre) ici un dispositif d'estimation d'au moins un paramètre de fonctionnement du moteur 103 conforme à l'invention. Dans l'exemple envisagé ici, le dispositif d'estimation 103 est apte à estimer une vitesse de rotation et une température de la turbine 35 basse-pression 101. Toutefois, cette hypothèse n'est pas en soi limitative : 3045727 9 l'invention peut également être appliquée pour estimer la vitesse de rotation et la température de la turbine haute-pression du moteur 100. Conformément à l'invention, pour estimer la vitesse de rotation de la turbine basse-pression 101, le dispositif d'estimation 103 utilise un 5 signal de température S fourni par un capteur de température 104 installé dans la turbine 101. Dans le mode de réalisation décrit ici, le capteur de température 104 est un pyromètre optique tel que représenté à la figure 4, capable de mesurer directement la température de surface des aubes de la turbine 101 qui, lors de la rotation de la turbine 101, sont dans la 10 ligne de visée du pyromètre optique. De façon connue, un tel pyromètre optique à rayonnement thermique est apte à capter une partie de l'émission d'un corps (à savoir ici l'aube de la turbine 101 en regard duquel il se trouve), de mesurer l'énergie reçue correspondante et d'en déduire, via une analyse, la 15 température de ce corps. Plus précisément, lors de la rotation de la turbine 101, l'aube 105 de la turbine 101 visée par le pyromètre optique 104 émet un rayonnement thermique dont l'intensité est liée à sa température Temp. Ce rayonnement est capté le système optique 106 du pyromètre optique à 20 travers une ouverture 107. A titre illustratif, la figure 4 illustre en traits discontinus la zone de visée du pyromètre optique (le pyromètre optique capte le rayonnement de la partie de l'aube qu'il vise). Le système optique 106 comprend une lentille 108, placée à proximité de l'ouverture 107, et qui concentre les radiations de l'aube 105 sur un récepteur 109 relié par 25 une fibre optique 110 à un boîtier électronique 111 comprenant un photo- détecteur (ex. photo-diode). Le photo-détecteur transforme le rayonnement capté par le pyromètre optique en un signal électrique SIG proportionnel à son intensité. Un tel pyromètre optique ainsi que son fonctionnement sont décrits plus en détail notamment dans le document 30 GB 2 134 251. L'intensité du signal électrique SIG fourni par le pyromètre optique 104 est proportionnelle à la température de l'objet visé par celui-ci, autrement dit ici de l'aube 105. Le signal SIG est par conséquent un signal de température fourni par le pyromètre optique 104 au sens de 35 l'invention. 3045727 10 Ce signal SIG ainsi que son évolution dans le temps est illustré à la figure 5. Son intensité étant proportionnelle à la température de l'aube visée par le pyromètre optique, et la turbine 101 étant en rotation lors du fonctionnement du moteur 100, le signal SIG fourni par le pyromètre 5 optique comprend des périodes 112 de signal d'intensité haute représentatives du signal capté de chaque aube de la turbine, entrecoupé de périodes 113 de signal plus faible correspondant aux zones entre les aubes passant devant l'ouverture 107 du pyromètre optique. Autrement dit, le signal SIG est périodique (ou sensiblement périodique) et présente 10 ici une forme sinusoïdale (ou sensiblement sinusoïdale). Le pyromètre optique 104 est donc capable de mesurer la température de chaque aube de la turbine à l'instant où celle-ci passe devant le pyromètre. Une telle mesure est classiquement utilisée pour le profilage des températures d'aubes et particulièrement appropriée au 15 développement, au diagnostic et à la surveillance du moteur à turbine à gaz 100. Il convient de noter que le pyromètre optique 104 peut être placé à divers endroits dans la turbine 101 dès lors qu'il est en mesure de viser la surface (ou au moins une portion de surface) des aubes de la 20 turbine et de les voir défiler devant lui lorsque celle-ci est en rotation. Lorsque la turbine 101 comprend plusieurs étages d'aube, le pyromètre optique 104 est installé de sorte à viser la surface des aubes d'un étage d'aubes de rotor. Le choix de l'étage d'aubes à viser résulte d'un compromis d'architecture ; typiquement, la température maximale de 25 l'étage d'aubes peut constituer un facteur limitant et être prise en compte dans ce choix. Plus précisément, on cherche à effectuer une mesure au plus proche de la chambre de combustion, qui est soumise à des températures très élevées. Le choix de l'étage d'aubes à viser résulte donc d'un compromis entre facilité de l'installation du pyromètre optique et 30 distance de celui-ci par rapport à la chambre de combustion de sorte à rester dans les limites de température auquel fonctionne le pyromètre optique. En outre, le pyromètre optique est placé préférentiellement à un endroit de la turbine où la mesure qu'il réalise reste valable même en cas 35 de rupture de l'arbre basse-pression de la turbine 101, autrement dit, comme mentionné précédemment, même en cas de recul de la turbine 3045727 11 101. L'emplacement du pyromètre optique peut également être choisi de sorte à préserver l'état de la lentille 108 du pyromètre optique 104 et éviter (ou au moins limiter) notamment sa dégradation en raison de pollution occasionnée par des particules émanant de la chambre de 5 combustion du moteur à turbine à gaz 101 (le pyromètre étant placé en aval de cette chambre de combustion). Un emplacement vérifiant de telles conditions peut aisément être déterminé par ingénierie, par retour d'expérience via des essais par exemple. 10 En variante, d'autres capteurs aptes à mesurer la température des aubes de la turbine 101 en rotation et à délivrer un signal périodique tel que le signal SIG peuvent être envisagés. Conformément à l'invention, le signal de température SIG est fourni par le pyromètre optique 104, via par exemple un câble électrique, 15 au calculateur 102, et plus précisément, au dispositif d'estimation 103 selon l'invention. Le calculateur 102 a, dans le mode de réalisation décrit ici, l'architecture matérielle d'un ordinateur telle qu'illustrée schématiquement à la figure 6, sur laquelle s'appuie le dispositif d'estimation 103. 20 Ainsi, le calculateur 102 comprend notamment un processeur 114, une mémoire morte 115, une mémoire vive 116, une mémoire non volatile 117 et un module de communication 118 lui permettant de communiquer avec différentes entités (ex. actionneurs de géométries variables, capteurs, etc.), du moteur à turbine à gaz 100 et de l'aéronef 25 équipé de ce moteur, via par exemple des câbles électriques ou bus de données numériques, etc. La mémoire morte 115 constitue un support d'enregistrement conforme à l'invention, lisible par le processeur 114 et sur lequel est enregistré un programme d'ordinateur PROG (ou logiciel) conforme à l'invention comportant des instructions pour l'exécution des 30 étapes du procédé de traitement conforme à l'invention. Le programme d'ordinateur PROG définit ici des modules ou composants fonctionnels et logiciels du dispositif d'estimation 103, aptes à mettre en oeuvre les étapes du procédé d'estimation selon l'invention. Ces modules logiciels sont susceptibles d'accéder aux et/ou de commander les 35 ressources matérielles précitées du calculateur 102. Ils comprennent ici : 3045727 12 un module d'obtention 103A du signal de température SIG fourni par le pyromètre optique 104 ; un module 103B configuré pour traiter ce signal de température SIG et notamment l'amplifier ; 5 un module 103C configuré pour estimer à partir du signal amplifié par le module 103B une température moyenne des aubes de la turbine ; et un module 103D configuré pour estimer à partir du signal amplifié par le module 103B une information de régime (i.e. vitesse) de rotation de 10 la turbine. Les fonctions des modules 103A-103D sont détaillées maintenant en référence à la figure 7 et aux étapes correspondantes du procédé d'estimation selon l'invention. La figure 7 représente les principales étapes du procédé 15 d'estimation mises en oeuvre par le dispositif d'estimation 103 pour estimer, dans le mode de réalisation décrit ici, à partir du signal de température SIG fourni par le pyromètre optique 104, deux paramètres de fonctionnement du moteur à turbine à gaz 100 à savoir la température moyenne des aubes de la turbine 101 visées par le pyromètre optique et 20 la vitesse de rotation de la turbine 101 (aussi désignée communément par régime de rotation). En d'autres termes, en voyant défiler devant lui les aubes de la turbine 101, le pyromètre optique 104 remplit avantageusement deux fonctions : capteur de température et capteur de régime. 25 Comme mentionné précédemment, le signal de température SIG mesuré par le pyromètre optique 104 est fourni au calculateur 102 et plus particulièrement au module 103A d'obtention du dispositif d'estimation 103 (étape E10). Dans le mode de réalisation décrit ici, le signal de température 30 SIG est alors amplifié par le module 103B de traitement du dispositif d'estimation (étape E20) afin de faciliter l'estimation des paramètres de fonctionnement du moteur 100 par ce dernier à partir de ce signal. Le module 103B est doté à cet effet d'un amplificateur connu en soi. Il convient toutefois de noter que cette étape est optionnelle. 35 Puis les modules 103C et 103D du dispositif d'estimation estiment respectivement à partir du signal de température SIG amplifié la 3045727 13 température moyenne des aubes de la turbine 101 (étape E30) et sa vitesse de rotation (étape E40). Dans le mode de réalisation décrit ici, les étapes E30 et E40 sont réalisées en parallèle par les modules 103C et 103D. Toutefois, cette 5 hypothèse n'est pas limitative et ces étapes peuvent être réalisées successivement. Plus particulièrement, au cours de l'étape E30, le module 103C évalue une moyenne Tempm du signal de température SIG amplifié sur une fenêtre glissante de dimension prédéterminée, au moyen d'un filtre de 10 façon connue en soi. La dimension de la fenêtre considérée correspond par exemple au passage une fois devant le pyromètre optique 104 de toutes les aubes de l'étage de la turbine considéré (ex. N aubes si N désigne le nombre d'aubes de l'étage d'aubes de rotor considéré ou de la turbine si elle ne comporte qu'un étage d'aubes). En variante, d'autres 15 dimensions de fenêtre glissante peuvent être envisagées pour estimer la température moyenne Tempnn. Au cours de l'étape E40, pour déterminer la vitesse de rotation N1 de la turbine basse-pression 101, le module 103D estime tout d'abord la fréquence f du signal de température SIG fourni par le pyromètre 20 optique 104. Comme illustré à la figure 5, le signal SIG est un signal sinusoïdal présentant des fronts montants (signal croissant) et descendants (signal décroissant). Pour estimer la fréquence f, le module 103D compte par exemple les passages d'aubes devant le pyromètre optique 104 (chaque passage d'aube pouvant être identifié par un front 25 montant ou descendant sur le signal SIG) sur une fenêtre de temps prédéterminée (correspondant par exemple au passage des N aubes de l'étage d'aubes de rotor considéré), et compare ce chiffre à son horloge interne pour en déduire la fréquence f de passage des aubes (ou inversement la période dT représentée à titre illustratif sur la figure 5 et 30 qui est égale à l'inverse de la fréquence f). La fréquence f exprimée en hertz est reliée à la vitesse de rotation N1 de la turbine par la relation suivante : Nl.N Î _60 où N1 la vitesse de rotation de la turbine 101 est exprimée ici en tours/minute. A titre indicatif, pour une turbine basse-pression 101, le 3045727 14 nombre d'aubes N est typiquement égal à 150 et la vitesse de rotation N1 est comprise typiquement entre 0 et 5000 tours/minute. La température moyenne Tempm et la vitesse de rotation N1 ainsi estimées par le dispositif d'estimation 103 sont alors fournies au 5 calculateur 102 pour la surveillance du moteur 100 (étape E50), cette surveillance étant assurée de façon connue en soi et non décrite en détail ici. Il convient de noter que les étapes E30 à E50 sont réitérées sur les fenêtres glissantes précitées tout au long du fonctionnement du moteur 100 à partir du signal de température SIG fourni en continu par le 10 pyromètre optique 104. Ainsi, grâce à l'invention, on peut avantageusement utiliser via un traitement de signal approprié simple un unique capteur de température, à savoir ici le pyromètre optique 104, pour estimer deux paramètres de fonctionnement distincts (température et régime de 15 rotation) du moteur à turbine à gaz 100 et plus précisément de sa turbine basse-pression 101. En variante, seul le régime de rotation N1 de la turbine 101 peut être estimé à partir du signal SIG. On note que pour des raisons de sécurité et de robustesse de 20 l'estimation de la vitesse de rotation ainsi réalisée par le dispositif d'estimation 103, on peut envisager une redondance du pyromètre optique 104 (avec un impact sur la masse et l'encombrement), ou s'appuyer sur d'autres capteurs de régime classiquement présents dans un moteur à turbine à gaz (par exemple à l'avant de la turbine basse- 25 pression, entre les deux compresseurs au niveau de l'arbre basse- pression). REVENDICATIONS1. Procédé d'estimation d'au moins un paramètre de fonctionnement (Tempm, N1) d'un moteur (100) à turbine à gaz, ledit procédé comprenant une étape d'obtention (E10) d'un signal de température périodique fourni par un capteur de température (104) installé dans une turbine (101) du moteur, ce signal représentant une température mesurée sur des aubes de la turbine en rotation lors de leur passage devant le capteur de température, ledit procédé étant caractérisé en ce qu'il comprend en outre une étape d'estimation (E40) d'une vitesse de rotation (N1) de la turbine à partir du signal de température obtenu. 2. Procédé d'estimation selon la revendication 1 comprenant en outre une étape d'estimation (E30) d'une température moyenne (Tempm) des aubes de la turbine à partir du signal de température. 3. Procédé d'estimation selon la revendication 1 ou 2 dans lequel le capteur de température (104) fournissant le signal de température est un pyromètre optique. 4. Procédé d'estimation selon l'une quelconque des revendications 1 à 3 dans lequel l'étape d'estimation (E40) de la vitesse de rotation comprend la détermination d'une fréquence de passage d'une aube de la turbine devant le capteur de température à partir du signal de température, la vitesse de rotation étant estimée à partir de la fréquence de passage ainsi déterminée et d'un nombre d'aubes de la turbine. 5. Procédé d'estimation selon l'une quelconque des revendications 1 à 4 dans lequel ladite turbine (101) est une turbine basse-pression du moteur à turbine à gaz. 6. Programme d'ordinateur (PROG) comportant des instructions pour l'exécution des étapes du procédé d'estimation selon l'une quelconque des revendications 1 à 5 lorsque ledit programme est exécuté par un ordinateur. 3045727 16 7. Support d'enregistrement (115) lisible par un ordinateur sur lequel est enregistré un programme d'ordinateur selon la revendication 6 comprenant des instructions pour l'exécution des étapes du procédé d'estimation selon l'une quelconque des revendications 1 à 5. 8. Dispositif d'estimation (103) d'au moins un paramètre de fonctionnement d'un moteur à turbine à gaz comprenant un module d'obtention (103A) d'un signal de température périodique fourni par un capteur de température installé dans une turbine du moteur, ce signal 10 représentant une température mesurée sur des aubes de la turbine en rotation lors de leur passage devant le capteur de température, ledit dispositif étant caractérisé en ce qu'il comprend en outre un module d'estimation (103D) d'une vitesse de rotation de la turbine à partir du signal de température obtenu. 15 9. Dispositif d'estimation selon la revendication 8 comprenant en outre un module d'estimation (103C) d'une température moyenne des aubes de la turbine à partir du signal de température. 20 10. Calculateur (102) d'un moteur à turbine à gaz comprenant un dispositif d'estimation (103) selon la revendication 8 ou 9. 11. Moteur (100) à turbine à gaz comprenant : - un capteur de température (104) installé dans une turbine du moteur, 25 et apte à fournir un signal de température périodique représentant une température mesurée sur des aubes de la turbine en rotation lors de leur passage devant le capteur de température ; et - un dispositif d'estimation (103) selon la revendication 8 ou 9.