FR 3051442 A1 20171124 FR 1654549 A 20160520 1 La présente invention concerne le domaine d'un système et procédé d'évaluation de la sévérité d'un foudroiement subi par un aéronef, plus particulièrement par un avion. Le projet ILDAS 1 ("In-flight Lightning Damage Assessment System" en anglais), conduit entre 2006 et 2009, était un projet supporté par l'Union Européenne afin de valider le principe d'un système embarqué de mesure des coups de foudre et d'évaluation de la sévérité d'un foudroiement subi par un avion, et notamment afin d'évaluer d'éventuels dommages causés par la foudre sur l'avion. Ce projet avait pour but à long terme d'améliorer les connaissances scientifiques, mais aussi de faciliter les opérations de maintenance d'un avion suite à un ou plusieurs coups de foudre. Une campagne de test a été menée sur un avion « Airbus A320 » en 2009. Les résultats de ce projet ont été en particulier présentés lors du 23e symposium de la SFTE-EC (« Society of Flight Test Engineers European Chapter » en anglais) tenu du 11 au 13 juin 2012 à Amsterdam, Pays-Bas. Dans le cadre du projet ILDAS 1, l'Université Technologique d'Eindhoven (Pays-Bas) développa une technologie de capteur de champ magnétique installable sur un hublot d'une cabine d'avion. Le principe d'un tel capteur est que le courant injecté dans le fuselage d'un avion touché par un coup de foudre génère un champ magnétique hors et autour de l'avion. Un moyen de mesurer ce champ magnétique est de mesurer la pénétration de ce champ à travers une ouverture du fuselage telle qu'un hublot. Une unique antenne installée en travers d'un hublot, à l'intérieur de l'avion, permet de réaliser cela. Au vu des résultats prometteurs, Airbus décida de donner une suite à ce projet et débuta le projet ILDAS 2 en 2009. L'objectif du projet ILDAS 2 était entre autres d'aboutir à un système embarqué commercialisable d'évaluation de la sévérité d'un foudroiement subi par un avion et notamment des dommages causés par le foudroiement à l'avion. Des résultats de ce projet ILDAS 2 ont été présentés lors d'une conférence internationale tenue à Toulouse (France) du 9 au 11 septembre 2015 (« International Conference on Lightning & Static Electricity - ICOLSE » en anglais). L'architecture du système développé et testé sur un avion « Airbus A350 XWB » est présentée en Fig. 1. Le système développé dans le cadre du projet ILDAS 2 comprend, disposés à l'intérieur d'un avion 100, un dispositif capteur de champ électrique E (101), huit dispositifs capteurs de champ magnétique H (130 à 137), deux dispositifs capteurs de courant I (110 et 111) et deux dispositifs capteurs de rayons X (120 et 121). Le système comprend en outre plusieurs unités de contrôle, 3051442 2 d'enregistrement et de traitement des signaux issus des différents capteurs (« Data Accumulation and Data Storage - DADS- unit » en anglais). Le système développé dans le cadre du projet ILDAS 2 reste cependant un prototype, non viable commercialement en raison de sa complexité d'installation et de 5 maintenance, et donc de son coût. Le système proposé ne permet en outre qu'une analyse a posteriori des données récoltées par les capteurs et nécessite donc l'intervention de techniciens après chaque vol pour être exploité. Une simplification du système développé lors du projet ILDAS 2 est envisagée, pour ne garder que deux seuls capteurs de champ magnétique, disposés d'un même 10 côté du fuselage d'un avion, à l'avant et à l'arrière du fuselage. Cependant, si les premiers résultats sont encourageants, ce système simplifié ne fonctionne pas pour des coups de foudre ayant un point d'entrée sur le fuselage et un point de sortie sur une aile de l'avion. Dit autrement, seuls certains scénarios de couple point d'entrée et point de sortie de la foudre sur un avion sont couverts par un tel système simplifié. 15 Il est donc nécessaire de proposer un système palliant les défauts des systèmes précédemment développés. L'invention concerne un système embarqué d'évaluation de la sévérité d'un foudroiement subi par un avion, destiné à être installé à l'intérieur de l'avion, le système comprenant au moins un dispositif dit esclave, chaque dispositif esclave 20 comprenant un capteur de champ magnétique disposé sur un hublot de l'avion, et étant adapté pour enregistrer en continu un champ magnétique mesuré par le capteur de champ magnétique, pour détecter, en fonction du champ magnétique mesuré, un moment correspondant à un coup de foudre, pour sélectionner une partie de l'enregistrement continu, en fonction du moment détecté, pour transmettre la partie 25 sélectionnée de l'enregistrement continu à un dispositif dit maître, et le dispositif dit maître, le dispositif maître étant adapté pour recevoir de chaque dispositif esclave une partie d'un enregistrement continu d'un champ magnétique mesuré, identifier un scénario de coup de foudre reçu par l'avion en fonction de la ou des parties d'enregistrements reçues, retrouver une fonction de transfert prédéterminée et associée 30 au scénario identifié pour chaque dispositif esclave, chaque fonction de transfert permettant de déterminer un courant injecté dans l'avion par le coup de foudre à partir d'un champ magnétique mesuré, déterminer, à partir d'enregistrements reçus et du courant injecté, une évaluation de la sévérité du foudroiement subi par l'avion. 3051442 3 Avantageusement, le système embarqué d'évaluation de la sévérité d'un foudroiement subi par un avion est installé à l'intérieur de l'avion, ce qui facilite la maintenance. Les dispositifs esclaves étant adaptés pour détecter et sélectionner une partie d'un enregistrement continu, cela évite une transmission continue 5 d'informations entre un dispositif esclave et un dispositif maître, ce qui réduit les échanges de données et permet de réduire le dimensionnement du réseau entre ces éléments. De même, s'appuyer sur des scénarios prédéterminés permet de réduire la nécessité de traitement des données enregistrées par le dispositif maître et donc de réduire les coûts en sélectionnant des composants moins performants. 10 Selon un mode de réalisation complémentaire de l'invention, le dispositif maître comprend un capteur de champ magnétique, disposé sur un hublot de l'avion, et est adapté pour intégrer les fonctionnalités d'un dispositif esclave. Avantageusement, le dispositif maître est intégré avec un dispositif esclave, ce qui réduit le nombre d'éléments du système et facilite son implémentation dans un 15 avion. Selon un mode de réalisation complémentaire de l'invention, le système étant embarqué dans un avion comprenant un plan de symétrie, le système comprend un dispositif maître et trois dispositifs esclaves, les dispositifs étant disposés par paire symétriquement par rapport au plan de symétrie, les capteurs de champ magnétique 20 d'une paire de dispositifs étant installés sur des hublots en avant des ailes de l'avion et les capteurs de champ magnétique de l'autre paire de dispositifs étant installés sur des hublots en arrière des ailes de l'avion. Avantageusement, cette disposition de quatre dispositifs est un compromis entre un système permettant une bonne détection des différents scénarios de foudroiement 25 atteignant l'avion et une réduction des coûts. Un système comprenant plus de dispositifs est plus coûteux et un système comprenant moins de dispositifs devient trop imprécis. Selon un mode de réalisation complémentaire de l'invention, l'avion comprenant une voilure, les capteurs des quatre dispositifs sont installés sur une paire 30 de hublots situés à la verticale du bord d'attaque de la voilure et sur une paire de hublots situés à la verticale du bord de fuite de la voilure, les hublots de chaque paire de hublots étant disposés symétriquement par rapport au plan de symétrie. Avantageusement, cette localisation des dispositifs est optimale et permet le meilleur taux de reconnaissance des différents scénarios. 3051442 4 Selon un mode de réalisation complémentaire de l'invention, le dispositif maître est adapté en outre pour transmettre le résultat de l'évaluation de la sévérité du foudroiement subi par l'avion à un système avionique de l'avion. Avantageusement, un interfaçage du système avec le système avionique de 5 l'avion permet de présenter directement le résultat de l'évaluation de la sévérité du foudroiement directement à l'équipage de l'avion. Il est ainsi inutile de mener une opération d'interrogation du système au sol après chaque vol. L'invention concerne également un dispositif dit « maître », destiné à être compris dans un système embarqué d'évaluation de la sévérité d'un foudroiement subi 10 par un avion, le système comprenant au moins un dispositif dit « esclave », le dispositif maître étant adapté pour recevoir de chaque dispositif esclave une partie d'un enregistrement continu d'un champ magnétique mesuré, identifier un scénario de coup de foudre reçu par l'avion en fonction de la ou des parties d'enregistrements reçues, retrouver une fonction de transfert prédéterminée et associée au scénario 15 identifié pour chaque dispositif esclave, chaque fonction de transfert permettant de déterminer un courant injecté dans l'avion par le coup de foudre à partir d'un champ magnétique mesuré, déterminer, à partir des enregistrements reçus et du courant injecté, une évaluation de la sévérité du foudroiement subi par l'avion. L'invention concerne également un dispositif dit « esclave », destiné à être 20 compris dans un système embarqué d'évaluation de la sévérité d'un foudroiement subi par un avion, le système comprenant au moins un dispositif maître, le dispositif esclave étant adapté pour enregistrer en continu un champ magnétique mesuré par le capteur de champ magnétique, détecter, en fonction du champ magnétique mesuré, un moment correspondant à un coup de foudre, sélectionner une partie de 25 l'enregistrement continu, en fonction du moment détecté, transmettre la partie sélectionnée de l'enregistrement continu à un dispositif dit maître. L'invention concerne également un procédé d'évaluation de la sévérité d'un foudroiement subi par un avion, le procédé étant exécuté par un dispositif dit maître installé à l'intérieur de l'avion et connecté à au moins un dispositif dit esclave, chaque 30 dispositif esclave comprenant un capteur de champ magnétique, le procédé comprenant les étapes de recevoir de chaque dispositif esclave une partie d'un enregistrement correspondant à un champ magnétique mesuré par le capteur de champ magnétique du dispositif esclave, identifier un scénario de coup de foudre reçu par l'avion en fonction de la ou des parties d'enregistrements reçues, retrouver une 3051442 5 fonction de transfert prédéterminée et associée au scénario identifié pour chaque dispositif esclave, chaque fonction de transfert permettant de déterminer un courant injecté dans l'avion par le coup de foudre à partir d'un champ magnétique mesuré, déterminer, à partir des parties d'enregistrements reçues et d'un courant injecté 5 estimé, une évaluation de la sévérité du foudroiement subi par l'avion. Selon un mode de réalisation complémentaire de l'invention, le procédé comprend une étape ultérieure de transmission du résultat de l'évaluation à un système avionique de l'avion. L'invention concerne également un programme d'ordinateur, qui peut être 10 stocké sur un support et/ou téléchargé d'un réseau de communication, afin d'être lu par un processeur. Ce programme d'ordinateur comprend des instructions pour implémenter tout ou partie des étapes mentionnées ci-dessous, lorsque ledit programme est exécuté par le processeur. L'invention concerne également un medium de stockage d'informations comprenant un tel programme d'ordinateur. 15 Les caractéristiques de l'invention mentionnées ci-dessus, ainsi que d'autres, apparaîtront plus clairement à la lecture de la description suivante d'un exemple de réalisation, ladite description étant faite en relation avec les dessins joints, parmi lesquels : - la Fig. 1 illustre schématiquement un système embarqué d'évaluation de la 20 sévérité d'un foudroiement subi par un avion et notamment des dommages causés par le foudroiement tel que développé dans le projet ILDAS 2 ; - la Fig. 2 illustre un système embarqué d'évaluation de la sévérité d'un foudroiement subi par un avion selon un mode de réalisation de l'invention ; - la Fig. 3 illustre schématiquement un exemple d'architecture matérielle d'un 25 dispositif dit esclave selon un mode de réalisation de l'invention ; - la Fig. 4 illustre schématiquement un exemple d'architecture matérielle d'un dispositif dit maître selon un mode de réalisation de l'invention ; - la Fig. 5 illustre schématiquement un exemple de procédé mis en oeuvre par un dispositif dit esclave selon un mode de réalisation de l'invention ; 30 - la Fig. 6 illustre schématiquement un exemple de procédé mis en oeuvre par un dispositif dit maître selon un mode de réalisation de l'invention. Dans la description qui suit, et par convention, on appelle X (ou axe de roulis) l'axe longitudinal d'un avion orienté positivement dans le sens d'avancement de l'avion, on appelle Y (ou axe de tangage) l'axe transversal de l'avion qui est horizontal 3051442 6 lorsque l'avion est au sol, et Z (ou axe de lacet) l'axe vertical de l'avion lorsque l'avion est au sol. Ces trois directions X, Y et Z sont orthogonales entre elles et forment un repère orthonormé ayant pour origine le point de gravité de l'avion. De même, on appelle « point d'entrée » de la foudre et « point de sortie » de la 5 foudre la localisation sur le fuselage de l'avion des points d'entrée et de sortie de la foudre frappant l'avion. On appelle « courant injecté » par la foudre le courant circulant d'un point à l'autre lorsque la foudre frappe l'avion, c'est-à-dire lors du foudroiement. De même, dans la description qui suit, une simplification d'une fonction de 10 transfert « TF(t) » (« Transfer Function » en anglais), permettant de lier un champ magnétique « H(t) » mesuré par un capteur de champ magnétique avec un courant injecté « I(t) » lors d'un coup de foudre est utilisée. En effet, la relation entre H(t) et I(t) est normalement : H(t) = TF(t) * I(t), avec « t » correspondant au temps. 15 Ou, dit autrement sous forme fréquentielle : H(f) = TF(f) x I(f), avec f correspondant à la variable « fréquence ». Des mesures réalisées montrent que l'énergie dans le plan fréquentiel d'un coup de foudre est principalement répartie sur des fréquences inférieures à 100 kHz et que pour ces fréquences (f REVENDICATIONS1) Système embarqué d'évaluation de la sévérité d'un foudroiement subi par un avion (100), destiné à être installé à l'intérieur de l'avion (100), le système comprenant : - au moins un dispositif dit esclave (201, 202, 203, 300), chaque dispositif esclave comprenant un capteur de champ magnétique (310) disposé sur un hublot de l'avion, et étant adapté pour : o enregistrer (500) en continu un champ magnétique mesuré par le 10 capteur de champ magnétique, o détecter (505), en fonction du champ magnétique mesuré, un moment correspondant à un coup de foudre, o sélectionner (510) une partie de l'enregistrement continu, en fonction du moment détecté, 15 o transmettre (520) la partie sélectionnée de l'enregistrement continu à un dispositif dit maître (200, 400), et, - le dispositif dit maître (200, 400), le dispositif maître étant adapté pour : o recevoir (605) de chaque dispositif esclave une partie d'un enregistrement continu d'un champ magnétique mesuré, 20 o identifier (615) un scénario de coup de foudre reçu par l'avion en fonction de la ou des parties d'enregistrements reçues, o retrouver (620) une fonction de transfert prédéterminée et associée au scénario identifié pour chaque dispositif esclave, chaque fonction de transfert permettant de déterminer un courant injecté dans l'avion par le coup de foudre à partir 25 d'un champ magnétique mesuré, o déterminer (625, 630), à partir des enregistrements reçus et du courant injecté, une évaluation de la sévérité du foudroiement subi par l'avion (100). 2) Système selon la revendication précédente, le dispositif maître 30 comprenant un capteur de champ magnétique (410), disposé sur un hublot de l'avion, et étant adapté pour intégrer les fonctionnalités d'un dispositif esclave. 3) Système selon la revendication précédente, le système étant embarqué dans un avion (100) comprenant un plan de symétrie, le système comprenant un 3051442 17 dispositif maître et trois dispositifs esclaves, les dispositifs étant disposés par paire symétriquement par rapport au plan de symétrie, les capteurs de champ magnétique d'une paire de dispositifs étant installés sur des hublots en avant des ailes de l'avion et les capteurs de champ magnétique de l'autre paire de dispositifs étant installés sur des 5 hublots en arrière des ailes de l'avion. 4) Système selon la revendication précédente, l'avion (100) comprenant une voilure, les capteurs des quatre dispositifs étant installés sur une paire de hublots situés à la verticale du bord d'attaque de la voilure et sur une paire de hublots situés à la verticale du bord de fuite de la voilure, les hublots de chaque paire de hublots étant disposés symétriquement par rapport au plan de symétrie. 5) Système selon l'une des revendications précédentes, le dispositif maître étant adapté en outre pour transmettre le résultat de l'évaluation de la sévérité du foudroiement subi par l'avion (100) à un système avionique de l'avion (100). 6) Dispositif dit maître, destiné à être compris dans un système embarqué d'évaluation de la sévérité d'un foudroiement subi par un avion (100), le système comprenant au moins un dispositif esclave, le dispositif maître étant adapté pour : - recevoir de chaque dispositif esclave une partie d'un enregistrement continu d'un champ magnétique mesuré, - identifier un scénario de coup de foudre reçu par l'avion en fonction de la ou des parties d'enregistrements reçues, - retrouver une fonction de transfert prédéterminée et associée au scénario identifié pour chaque dispositif esclave, chaque fonction de transfert permettant de déterminer un courant injecté dans l'avion par le coup de foudre à partir d'un champ magnétique mesuré, - déterminer, à partir des enregistrements reçus et du courant injecté, une évaluation de la sévérité du foudroiement subi par l'avion (100). 30 7) Dispositif dit esclave, destiné à être compris dans un système embarqué d'évaluation de la sévérité d'un foudroiement subi par un avion (100), le système comprenant au moins un dispositif maître, le dispositif esclave étant adapté pour : 3051442 18 - enregistrer en continu un champ magnétique mesuré par le capteur de champ magnétique, - détecter, en fonction du champ magnétique mesuré, un moment correspondant à un coup de foudre, 5 - sélectionner une partie de l'enregistrement continu, en fonction du moment détecté, - transmettre la partie sélectionnée de l'enregistrement continu à un dispositif dit maître. 10 8) Procédé d'évaluation de la sévérité d'un foudroiement subi par un avion (100), le procédé étant exécuté par un dispositif dit maître installé à l'intérieur de l'avion (100) et connecté à au moins un dispositif dit esclave, chaque dispositif esclave comprenant un capteur de champ magnétique, le procédé comprenant les étapes de : 15 - recevoir de chaque dispositif esclave une partie d'un enregistrement correspondant à un champ magnétique mesuré par le capteur de champ magnétique du dispositif esclave, - identifier un scénario de coup de foudre reçu par l'avion en fonction de la ou des parties d'enregistrements reçues, 20 - retrouver une fonction de transfert prédéterminée et associée au scénario identifié pour chaque dispositif esclave, chaque fonction de transfert permettant de déterminer un courant injecté dans l'avion par le coup de foudre à partir d'un champ magnétique mesuré, - déterminer, à partir des parties d'enregistrements reçues et d'un courant injecté 25 estimé, une évaluation de la sévérité du foudroiement subi par l'avion (100). 9) Procédé selon la revendication précédente, le procédé comprenant une étape ultérieure de transmission du résultat de l'évaluation à un système avionique de l'avion (100). 10) Programme d'ordinateur, caractérisé en ce qu'il comprend des instructions pour mettre en oeuvre, par un processeur (401), le procédé d'évaluation de la sévérité d'un foudroiement subi par un avion (100) selon l'une quelconque des 3051442 19 revendications 8 à 9, lorsque ledit programme d'ordinateur est exécuté par ledit processeur.