FR 3052747 A1 20171222 FR 1655650 A 20160617 1 PROCEDE DE SURVEILLANCE DES MOTEURS D'UN AERONEF L'invention concerne un procédé de surveillance des moteurs d'un aéronef permettant d'informer un équipage de l'état des moteurs dudit aéronef. Les aéronefs commerciaux comprennent un dispositif de surveillance (ECAM pour electronic centralized aircraft monitor ou EICAS pour Engine Indicating and Crew Alerting System) connecté à différents capteurs installés sur des systèmes/moteurs de l'aéronef pour informer les pilotes, via des messages (un message par type d'alarme) affichés sur un écran d'alarme du poste de pilotage, de l'existence de dysfonctionnements desdits systèmes/moteurs. Lorsque plusieurs messages d'alarmes concernant un moteur sont affichés, les pilotes de l'aéronef doivent évaluer rapidement la situation opérationnelle par la lecture des différents messages affichés sur l'écran d'alarme et décider de l'arrêt ou pas dudit moteur (dans le cas d'un moteur arrêté, les pilotes pourront utiliser la propulsion fournie par le ou les autres moteurs pour faire atterrir l'aéronef). L'invention vise une amélioration de l'aide à la prise de décision quant à l'arrêt ou non d'un moteur. A cet effet, l'invention concerne procédé de surveillance des moteurs d'un aéronef comprenant au moins deux moteurs, une unité centrale associée à chaque moteur et configurée pour mesurer la température des gaz d'échappement dudit moteur et une amplitude de vibrations d'au moins un rotor dudit moteur et la puissance dudit moteur, une pluralité de systèmes embarqués, un dispositif de diagnostic des systèmes embarqués de l'aéronef configuré pour mesurer la valeur d'au moins un paramètre d'au moins un système embarqué de l'aéronef, un écran d'affichage et un dispositif de surveillance connecté à chacune des unités centrales et au dispositif de diagnostic et audit écran, ledit procédé étant mis en oeuvre par le dispositif de surveillance, pour chaque moteur, le dispositif de surveillance génère, si une perte de puissance du moteur est détectée et si l'une de deux conditions A ou B est vraie, un signal indicatif d'un dommage sérieux dudit moteur, un message selon lequel un moteur a subi un dommage sérieux étant affiché sur un écran d'affichage à l'émission, par le dispositif de surveillance, du signal indicatif d'un dommage sérieux dudit moteur , avec : la condition A est vraie si au moins : la valeur d'au moins un paramètre d'au moins un système embarqué de l'aéronef est en dehors d'une plage de valeurs admissible ; et 3052747 2 la condition B est vraie si au moins : la température des gaz d'échappement dudit moteur est au-delà d'une valeur prédéterminée ET une amplitude de vibrations d'au moins un rotor du moteur est au-delà d'une valeur prédéterminée. Grace à l'invention, les pilotes peuvent, par la lecture d'un seul message, et non plus d'une 5 pluralité de messages successifs, apprécier rapidement l'état d'un moteur et mesurer l'étendue d'un dysfonctionnement dudit moteur. Les caractéristiques de l'invention mentionnées ci-dessus, ainsi que d'autres, apparaîtront plus clairement à la lecture de la description suivante d'exemples de réalisation, ladite description 10 étant faite en relation avec la figure 1 jointe: - la figure 1, est une vue schématique d'un aéronef selon un mode de réalisation de l'invention, ledit aéronef comprenant deux moteurs et un dispositif de surveillance connecté à une unité centrale de chacun des moteurs et à un dispositif de diagnostic des systèmes de l'aéronef ; 15 - la figure 2 est un schéma d'une logique de surveillance d'un moteur mise en oeuvre par le dispositif de surveillance selon un mode de réalisation de l'invention ; et - la figure 3 est une vue similaire à la figure 2, illustrant une logique de surveillance d'un moteur mise en oeuvre par le dispositif de surveillance selon un autre mode de réalisation de l'invention. 20 En référence avec la figure 1, l'aéronef A comprend deux moteurs 1,2 qui sont chacun arrangé dans une nacelle 1a,2a fixée par exemple sous une aile 4,5 de l'aéronef, une unité centrale 10,20 (de type FADEC pour full authority digital engine computer: système d'interface moteur) associée à chaque moteur 1,2 pour contrôler ledit moteur, un dispositif de diagnostic des 25 systèmes embarqués (hors moteur) de l'aéronef 40, dit dispositif de diagnostic, un dispositif de surveillance 50 ( par exemple de type ECAM ou EICAS) dédié à la génération d'alertes à destination de l'équipage en cas de défaillance de l'un des moteurs de l'aéronef et qui est connecté à l'unité centrale 10,20 de chacun des moteurs 1,2 et au dispositif de diagnostic 40, et enfin, un poste de pilotage P comprenant au moins un écran d'affichage 80 pour afficher les 30 alertes, sous forme de messages, générées par le dispositif de surveillance, et une interface homme-machine 70 de contrôle des moteurs connectée aux unités centrales 10,20. Selon l'invention, le dispositif de surveillance 50 (de type unité centrale) met en oeuvre une logique visant, lorsqu'une perte de puissance est détectée sur un moteur, à générer un message affiché sur l'écran d'affichage 80 indiquant si le niveau de dommage subit par le moteur est critique ou non. La logique mise en oeuvre se base sur des d'alarmes émises par l'unité centrale 3052747 3 10,20 du moteur afin de prendre en compte l'état du moteur, mais également sur des alarmes émises par le dispositif de diagnostic 40 afin de prendre également en compte l'état de systèmes embarqués qui peuvent être également endommagés suite à un problème rencontrés sur le moteur (exemple : débris de pale projeté hors du moteur et endommageant différents systèmes 5 embarqués environnants au moteur). De manière connue, l'unité centrale 10,20 associé à chaque moteur 1,2 contrôle la performance du moteur en pilotant le fonctionnement du moteur en fonction de valeurs de consignes de l'équipage et des valeurs de paramètres du moteur mesurées par un réseau de 10 capteurs installés sur le moteur ou ses composants installés dans la nacelle 1a,2a (pompes à huiles, pompe à carburant..). Le réseau de capteurs associé à un moteur 1,2 ou ses composants comprend notamment des capteurs d'amplitudes de vibrations de différentes pièces du moteur comme les rotors des compresseurs ou des turbines, et des capteurs de température des gaz d'échappement (dite 15 température EGT). L'unité centrale 10,20 de chaque moteur 1,2 envoie, pour chaque paramètre mesuré, un signal d'état vers le dispositif de surveillance 50. Ce signal est par exemple un booléen dont la mise à 1 indique un état anormal (alarme). Ainsi par exemple, pour la température des gaz d'échappement, l'unité centrale 10,20 d'un 20 moteur X (avec X est égal à 1, pour le moteur 1, ou X=2, pour le moteur 2) émet, vers le dispositif de surveillance 50, un signal booléen S_EGT(X) mis à un 0 lorsque la température des gaz d'échappement du moteur X est comprise dans une plage de valeurs admissibles, et mis à 1 lorsque ladite température est supérieure à la borne supérieure de ladite plage. Quant aux amplitudes de vibrations, l'unité centrale 10,20 du moteur X émet, pour chaque rotor surveillé, 25 un signal booléen S_Vib (X) N(Y) (avec Y le numéro du rotor dans le moteur X, par exemple Y égal 2 pour le rotor N2 du compresseur) mis à un 0 lorsque les amplitudes des vibrations sont inférieures ou égales à une valeur maximale admissible, et mis à 1 lorsque lesdites amplitudes sont supérieures à ladite valeur admissible. Le dispositif de diagnostic 40 recueille les valeurs de différents paramètres issues de 30 mesures effectuées par des capteurs arrangés sur des systèmes embarqués de l'aéronef A, et compare ces valeurs à des valeurs admissibles afin d'en déduire l'état de santé desdits systèmes. Les systèmes embarqués surveillés par le dispositif de diagnostics sont ceux dont le fonctionnement peut être impacté par un incident sur un moteur 1,2, par exemple du fait d'un feu moteur ou d'un éclatement moteur projetant des débris d'aubes ou de pales. Les systèmes 35 embarqués sont par exemple : les nacelles, le circuit de carburant, le circuit hydraulique, la 3052747 4 cabine, le circuit de génération pneumatique de l'aéronef, un circuit d'électronique de puissance de l'aéronef... A titre d'exemple, les paramètres pris en compte pour ces systèmes sont par exemple : - pour le circuit de carburant ou d'hydraulique : un débit ou un niveau de liquide mesurés par 5 des capteurs mécaniques et permettant de détecter une fuite de liquide comme du kérosène ou encore du liquide hydraulique) ; une telle fuite pouvant être due au perçage d'un tuyau ou d'un réservoir par un débris de moteur consécutivement à un problème sur un moteur ; - pour un circuit d'électronique de puissance : des tensions ou des intensités mesurées par des capteurs électroniques. Les mesures de tensions et d'intensités permettent par exemple de 10 détecter des court-circuits dans des circuits électriques qui ont pu être impactés par un feu ou dont des composants sont endommagés suite à l'éclatement d'une pale/aube d'un moteur ; - pour les nacelles 1a,2a : des températures au niveau de l'intérieur de la nacelle 1a,2a d'un moteur, mesurées par des capteurs de température. La mesure de température permet de détecter un feu provoquant une élévation soudaine d'une température, le feu pouvant être 15 déclenché suite à un problème sur un moteur (par exemple : fuite d'essence s'embrasant du fait d'un court-circuit causé par un débris moteur ou perçage du carter moteur) ; - pour la cabine : la pression mesurée par des capteurs de pressions. Une perte de pression pouvant résulter d'un éclatement moteur avec un débris perçant la peau du fuselage ; et - pour le circuit de génération pneumatique l'aéronef : des températures au niveau du circuit 20 de génération pneumatique de l'aéronef, mesurées par des capteurs de température. Une telle mesure de température permet de détecter une fuite d'un circuit d'air chaud d'un moteur ou de l'aéronef pouvant avoir été causé par un débris ayant endommagé ledit circuit. Ces paramètres sont cités à titres d'exemples, mais d'autres paramètres d'autres systèmes 25 comme par exemple des indications de position des volets ou des bec de bord d'attaques, ou des indications de position des inverseurs de poussées d'un moteur peuvent être pris en compte. Le dispositif de diagnostic 40 envoie, pour chaque paramètre mesuré, un signal d'état vers le dispositif de surveillance 50. Ce signal est par exemple un booléen. 30 Ainsi par exemple : - pour les fuites de liquides, le dispositif de diagnostic 40 émet un signal booléen S_Fuelleak mis à un 0 lorsque aucune fuite de kérosène n'est détectée, et mis à 1 sinon, et un signal booléen S_Hydroleak mis à un 0 lorsque aucune fuite de liquide hydraulique n'est détectée, mis à 1 sinon ; 35 - pour les mesures d'intensités/tensions, le dispositif de diagnostic émet un signal booléen S_Current(X) mis à un 1 lorsque un court-circuit est détecté dans des 3052747 5 circuits électronique d'une zone prédéterminée située autour du moteur X , et mis à 0 sinon ; - pour les mesures de température au niveau de la nacelle du moteur X, le dispositif de diagnostic 40 émet un signal booléen S_Smoke(X) mis à un 0 lorsque la 5 température au niveau de la nacelle de l'avion a une valeur comprise dans une plage de valeur acceptable, et mis à 1 sinon; - pour les mesures de pression de la cabine, le dispositif de diagnostic émet un signal booléen S_Pressurecabine mis à un 0 lorsque la pression de la cabine a une valeur comprise dans une plage de valeur acceptable (variant en fonction de l'altitude), et 10 mis à 1 sinon. - pour les mesures de température au niveau du circuit de génération pneumatique de l'aéronef, le dispositif de diagnostic émet un signal booléen S_Cool mis à un 0 lorsque la température au niveau dudit circuit a une valeur comprise dans une plage de valeur acceptable, et mis à 1 sinon. 15 Le dispositif de surveillance 50 est un dispositif électronique du type unité centrale, par exemple installé dans la baie avionique (non représentée) de l'aéronef A. Le dispositif de surveillance 50 met en oeuvre une logique similaire pour les deux moteurs 1,2 utilisant comme 20 entrées les signaux émis par les unités centrales 10,20 des moteurs et par le dispositif de diagnostic 40. Il est à noter que certains signaux émis par le dispositif de diagnostic 40, comme les signaux relatifs à la pression dans la cabine ou les signaux relatifs à température du circuit de génération pneumatique de l'aéronef, ou les signaux relatifs aux fuites de liquides ne sont pas liés à un 25 moteur particulier. De tels signaux sont alors utilisés dans la logique mise en oeuvre par le dispositif de surveillance 50 pour l'un ou l'autre des moteurs 1,2. En revanche, les signaux liés à un moteur particulier, comme par exemple le signal relatif à la température au niveau de la nacelle du moteur, ne sont utilisés que pour la logique mise par le dispositif de surveillance 50 pour ce moteur. 30 En référence avec la figure 2, et pour le moteur 1, un exemple de logique booléenne mise en oeuvre par le dispositif de surveillance 50 est la suivante : - le dispositif de surveillance 50 reçoit un signal dit de défaut, S_Fail(1), émis par l'unité centrale 10 du moteur 1. Ce signal est mis à 1 lorsque ladite unité 10 détecte une perte de 35 puissance du moteur 1, à 0 sinon. Par perte de puissance d'un moteur 1,2, on entend une poussée délivrée par le moteur qui est en deçà d'une valeur de consigne (rentrée via 3052747 6 l'interface homme-machine 70) de poussée souhaitée par l'équipage. Une perte de puissance sera détectée par l'unité centrale d'un moteur, par exemple lorsque le moteur 1,2 ne produit que 20% de puissance alors que la valeur de consigne de poussée de l'équipage est supérieure à 20%, par exemple 60%. 5 - le dispositif de surveillance 50 reçoit, de l'unité centrale 10, les signaux S_EGT (1) et S_Vib (1) N(Y) relatifs respectivement à la température des gaz d'échappement du moteur 1 et à l'amplitude des vibrations d'au moins un rotor du moteur 1. Un signal S_Eng(1) est formé comme étant la sortie d'une porte logique ET 200 ayant pour entrées le signal S_Vib (1) N(Y) 10 (qu'importe Y) et le signal S_EGT (1)). Le signal d'alarme S_Eng(1) est ainsi mis à 1 lorsque les valeurs d'amplitudes des vibrations d'au moins un rotor et la valeur de la température des gaz d'échappement sont anormales. - le dispositif de surveillance 50 reçoit, du dispositif de diagnostic 40, les signaux S_Fuelleak, S_Hydroleak ; S_Current (1), S_Smoke(1), S_Presscabine, S_Cool. Un signal d'alarme S_Aircraft 15 (1) est formé comme étant la sortie d'une porte logique OU 210 ayant pour entrées les signaux S_Fuelleak, S_Hydroleak ; S_Current (1), S_Smoke(1), S_Presscabine, S_Cool. - Ce signal S_Aircraft(1) est ainsi mis à 1 si l'un au moins des signaux transmis par le dispositif de diagnostic 40 au dispositif de surveillance 50 est mis à 1. 20 Le signal de sortie de la logique mise en oeuvre par le dispositif de surveillance 50 pour le moteur 1 est un signal d'état S_Sevdamage(1) du moteur 1 qui est indicatif, lorsque mis à 1, d'une situation de dommage sérieux du moteur 1. Le signal SevDamage(1) est la sortie d'une porte logique ET 230 recevant en entrée le signal S_Fail (1) et un signal S_Pb(1), le signal S_Pb(1) étant la sortie d'une porte logique OU 220 recevant en entrée le signal S_ Aircraft (1) et le signal 25 S_ Eng(1). Le signal S_Sevdamage(1) est ainsi mis à 1 lorsque l'unité centrale 10 détecte une perte de puissance du moteur 1 et lorsque l'unité centrale 10 ou dispositif de diagnostic 40 émet une alarme sur l'un des paramètres surveillés. Lorsque le signal S_Sevdamage (1) est mis à 1, le 30 dispositif de surveillance 50 envoie un signal de commande (instructions) à l'écran d'affichage 80 afin que ce dernier indique, via un message, que le moteur 1 a subi un dommage sérieux. On notera que qu'une même logique, avec modification de l'indicatif du moteur, est mise en oeuvre pour le moteur 2, bien que cela ne soit pas représenté. 35 3052747 7 Grace à l'invention, les pilotes peuvent, par la lecture d'un seul message, et non plus d'une pluralité de messages successifs, apprécier rapidement la situation d'un moteur 1,2 à la survenue d'une perte de puissance et prendre rapidement une décision quant à la coupure ou non dudit moteur. 5 Dans une variante de réalisation de l'invention, la logique telle que décrite peut être modifiée pour que l'unité centrale 10,20 de chaque moteur 1,2 prenne en compte d'autres paramètres que les amplitudes de vibrations des rotors ou la température des gaz d'échappement moteur. Ainsi, comme illustré à la figure 3, l'unité centrale 20 du moteur 1 envoie, au dispositif de 10 surveillance 50, un signal S_Mecafail (1) qui est indicatif, lorsqu'il est mis à 1, d'une anomalie mécanique rencontrée par le moteur 1. Ce signal S_Mecafail(1) est par exemple indicateur d'une anomalie sur un arbre de transmission ou d'un endommagement du rotor de la soufflante du moteur 1 du fait d'un impact avec un oiseau. Selon cette variante, le signal S_Eng(1) est la sortie d'une porte logique OU 205 ayant pour 15 entrées le signal S_Mecafail(1) et la sortie d'une porte logique ET 200 ayant pour entrées le signal S_Vib (1) N(Y) (qu'importe Y) et le signal S_EGT (1)). Le signal S_Eng(1) est ainsi mis à 1 lorsque, pour le moteur 1, les valeurs d'amplitude des vibrations d'un rotor et de température des gaz d'échappement sont anormales OU lorsqu'une anomalie sur une pièce mécanique est détectée. 20 Le dispositif de diagnostic 40 a été décrit comme recueillant les valeurs de différents paramètres issues de mesures effectuées par des capteurs associés à différents systèmes embarqués de l'aéronef A. Sans sortir du cadre de la présente invention, le dispositif de diagnostic 40 pourrait recueillir uniquement la valeur d'un seul paramètre issu d'une unique mesure 25 effectuée par un capteur associé à un système embarqué de l'aéronef A. La description ci-dessus concerne un exemple d'implémentation de l'invention pour un aéronef bimoteur. Sans sortir du cadre de la présente invention, l'invention pourrait être implémentée dans un aéronef comprenant plus de moteurs, comme par exemple un aéronef 30 quadrimoteurs. REVENDICATIONS1) Procédé de surveillance des moteurs d'un aéronef (A) comprenant au moins deux moteurs (1,2), une unité centrale (10,20) associée à chaque moteur et configurée pour mesurer la température des gaz d'échappement dudit moteur et une amplitude de vibrations d'au moins un rotor dudit moteur et la puissance dudit moteur, une pluralité de systèmes embarqués, un dispositif de diagnostic (40) des systèmes embarqués de l'aéronef configuré pour mesurer la valeur d'au moins un paramètre d'au moins un système embarqué de l'aéronef (A), un écran d'affichage (80) et un dispositif de surveillance (50) connecté à chacune des unités centrales et au dispositif de diagnostic (40) et audit écran, ledit procédé étant mis en oeuvre par le dispositif de surveillance (50) , caractérisé en ce que pour chaque moteur (1,2), le dispositif de surveillance (50) génère, si une perte de puissance du moteur est détectée (S_Fail(1)) et si l'une de deux conditions A (S_Aircraft(1)) ou B (S_Eng(1)) est vraie, un signal (S_SevDamage(1)) indicatif d'un dommage sérieux dudit moteur, un message selon lequel un moteur (1,2) a subi un dommage sérieux étant affiché sur un écran d'affichage (80) à l'émission, par le dispositif de surveillance (50), du signal (S_SevDamage(1)) indicatif d'un dommage sérieux dudit moteur , avec : la condition A est vraie si au moins: la valeur d'au moins un paramètre d'au moins un système embarqué de l'aéronef (A) est en dehors d'une plage de valeurs admissible ; et la condition B est vraie si au moins : la température des gaz d'échappement dudit moteur est au-delà d'une valeur prédéterminée ET une amplitude de vibrations d'au moins un rotor du moteur est au-delà d'une valeur prédéterminée. 2) Procédé de surveillance selon la revendication 1, caractérisé en ce que chaque unité centrale (10,20) associée à un moteur est configurée pour détecter une anomalie mécanique dudit moteur (1,2), la condition B est vraie si : 25 3052747 9 la température des gaz d'échappement dudit moteur (1,2) est au-delà d'une valeur prédéterminée ET une amplitude de vibrations d'au moins un rotor du moteur est au-delà d'une valeur prédéterminée 5 OU une anomalie mécanique du moteur (1,2) est détectée.