FR 3075179 A1 20190621 FR 1771358 A 20171214 Methode d'etablissement d'une procedure de reparation d'un dommage sur une ou plusieurs pieces structurales d'un aeronef a partir d'une photoqraphie La presente invention est du domaine de la maintenance des aeronefs et plus particulierement des reparations de dommages subis par des pieces structurales de ces aeronefs. La presente invention concerne une methode d'etablissement 5 d'une procedure de reparation d'un dommage sur une ou plusieurs pieces structurales d'un aeronef a partir d'une ou plusieurs photographies. Une telle procedure de reparation est destinee a un proprietaire ou bien a un utilisateur de l'aeronef afin qu'il effectue 10 lui merne et de facon autonome la reparation du dommage, quand celle-ci est autorisee. Suite a la detection d'un dommage subi par une ou plusieurs pieces structurales, tel un element du fuselage, un longeron ou bien un cadre de renfort par exemple, le processus aboutissant a 15 une reparation proprement dite est complexe et requiert une phase d'analyse complete du dommage. Un dommage peut 8tre lie a un phenomene d'usure ou de fatigue mecanique d'une piece structurale. Un dommage designe egalement une degradation de la piece structurale apparue consecutivement a un impact, par 20 exemple avec un oiseau en vol, ou bien a une rupture mecanique de la piece structurale impactee ou d'un composant a proximite de la piece structurale impactee. Un dommage peut se produire sur une seule piece structurale ou bien simultanement sur plusieurs pieces structurales. Un 25 dommage peut egalement se produire initialement sur une seule piece structurale, puis s'etendre ou se propager sur une ou 2 plusieurs autres structurales. Dans ce cas, ce dommage a au final des effets simultanement sur plusieurs pieces structurales. Suite a la detection d'un dommage, it est necessaire de caracteriser ce dommage, notamment par ses dimensions et son 5 type, ce dommage pouvant aller d'une simple rayure a une crique importante ou bien a une perforation par exemple. II convient egalement de definir le(s) type(s) de materiaux de chaque piece structurale impactee par ce dommage afin d'envisager une reparation adaptee. Ce dommage peut par exemple se situer sur 10 une piece structurale metallique ou bien sur une ou plusieurs pieces structurales en materiaux composites de differents types dont ('utilisation est aujourd'hui frequente sur les aeronefs. II est aussi necessaire de localiser ce dommage sur l'aeronef afin de determiner la zone de l'aeronef concernee, la reparation de 15 pieces structurales pouvant ne pas etre autorisee dans certaines zones de l'aeronef selon le type et les dimensions du dommage, voire independamment de ces caracteristiques du dommage. On entend par « reparation non autorisee » une reparation non autorisee pour etre effectuee de facon autonome par exemple par 20 le proprietaire ou bien l'utilisateur de l'aeronef. Chaque piece structurale concernee doit alors etre remplacee ou bien la reparation doit etre effectuee par un centre de reparation agree par le fabricant de l'aeronef. Cette phase d'analyse est realisee par un operateur qui n'est 25 pas necessairement expert dans le domaine des reparations de pieces structurales d'aeronefs. Les informations a recuperer lors de cette analyse peuvent s'averer complexes a identifier, par exemple pour le type de materiaux et en particulier pour celles en materiaux composites dont les technologies et les caracteristiques 30 techniques sont nombreuses, variees et pas toujours identifiables visuellement. 3 Un manuel designe par l'acronyme SRM pour la designation en langue anglaise « Structural Repair Manual » peut etre fourni par le fabricant de l'aeronef afin d'accompagner et de guider un operateur dans la realisation de cette analyse. Ce manuel SRM, disponible sous format papier et/ou sous format informatique, precise notamment la definition de zones de reparation, les criteres des dommages, leurs classifications et les types de materiaux des pieces structurales ainsi que les reparations autorisees pour etre effectuee de facon autonome par le proprietaire ou l'utilisateur de l'aeronef. Malgre ('utilisation de ce manuel SRM, it peut etre difficile pour un operateur non expert de realiser de facon sure et efficace cette phase d'analyse. En effet, l'analyse d'un dommage sur une piece structurale metallique peut s'averer assez simple, ce dommage se limitant generalement a une rayure, une crique, un enfoncement ou bien une perforation. Les dimensions de ce dommage sont egalement assez facilement mesurables. Par contre, dans le cas de pieces structurales en materiaux composites, l'analyse d'un dommage se complexifie en premier lieu par la diversite des dommages possibles, a savoir par exemple une rayure, une crique, un phenomene de delaminage ou bien de decollement, une perforation, un enfoncement, une degradation suite a un echauffement local. La technologie et les caracteristiques techniques de ces pieces structurales peuvent egalement etre difficiles a determiner pour cet operateur, cette structure pouvant etre monolithique ou bien de type sandwich, a savoir composee de deux peaux emprisonnant une ame. Les caracteristiques de l'ame et des fibres constituant cette structure doivent dans ce cas aussi etre identifiees par l'operateur afin que la reparation adequate soit 4 envisagee. Dans tous les cas, le nombre de plis de fibres ainsi que leurs orientations et leurs grammages doivent aussi etre etablis par l'opérateur. On utilisera par la suite plus simplement le terme 5 « technologie » pour designer la technologie et les caracteristiques techniques d'une piece structurale. En outre, la localisation precise de la zone de l'aeronef sur laquelle se situe le dommage telle qu'elle est identifiee dans le manuel SRM peut egalement etre difficile a etablir. Cette 10 localisation peut etre faite a partir de points de reference de l'aeronef, mais cette localisation reste tres empirique et peut parfois etre peu precise. De plus, les zones de reparation identifiees dans le manuel SRM pour un aeronef a voilure tournante, tel un helicoptere, ne sont pas tres etendues 15 contrairement a un avion. De fait, une erreur d'identification de la zone de reparation sur laquelle se situe le dommage peut etre commise tres facilement et peut alors engendrer la realisation d'une reparation non adaptee a cette zone. Enfin, la reparation, si elle est autorisee, est definie selon les 20 caracteristiques du dommage et celles de chaque piece structurale sur laquelle ce dommage se situe ainsi que selon l'identification de la zone de reparation de l'aeronef concernee. Des lors, une erreur ou une imprecision dans l'identification d'au moins une de ces caracteristiques du dommage et de chaque piece structurale ainsi 25 que de la zone de reparation de l'aeronef concernee peut entrainer la realisation d'une reparation inadaptee, voire interdite, pouvant impacter la fiabilite et la securite de l'aeronef. Ces difficultes d'analyse du dommage et de son environnement contribuent, avec les risques d'erreur, d'imprecision 30 ou d'interpretation que comporte cette analyse, a generer une 5 inquietude et/ou des doutes de la part des operateurs sur la qualite et la fiabilite de l'analyse realisee ainsi que sur la qualite et la fiabilite de la reparation qui en resulte. En consequence, le support d'un d'expert, par exemple lie au fabricant de l'aeronef, est 5 souvent sollicite par les operateurs afin de les assister, ce qui a pour consequence de retarder la realisation de cette analyse et, par suite, la reparation adaptee et contribue donc a augmenter le temps d'immobilisation de l'aeronef. Par ailleurs, le document CA 2179444 decrit un procede 10 visant a ameliorer le processus de reparation d'un aeronef par la transmission d'informations relatives a un dommage sur une piece a un expert habilito afin d'obtenir des consignes de reparation. Ces informations relatives au dommage comportent une photo ou une video du dommage et/ou de la zone impactee ainsi qu'une 15 description de ce dommage. Cependant, cette description est generalement realisee par un operateur non expert donc avec les mernes risques d'erreur, d'imprecision ou d'interpretation qu'evoques precedemment. Par ailleurs, on connait les documents FR 2901246 et US 20 6758924 qui decrivent des procedes de reparation de composants d'un aeronef, sans evoquer d'analyse prealable a la reparation. Dans ce cadre, la presente invention propose de s'affranchir des limitations mentionnees ci-dessus afin de limiter, voire de supprimer, les risques d'erreur, d'imprecision ou d'interpretation 25 lors de l'analyse d'un dommage sur une ou plusieurs pieces structurales d'un aeronef. La presente invention vise notamment a remplacer l'analyse manuelle du dommage realisee par un operateur par une analyse automatique d'une ou plusieurs photographies de ce dommage et de son environnement. La 30 presente invention permet ainsi de limiter le temps d'immobilisation 6 de l'aeronef tout en permettant d'augmenter la fiabilite de la reparation de ce dommage. La presente invention a alors pour objet une methode d'etablissement d'une procedure de reparation d'un dommage sur 5 une ou plusieurs pieces structurales d'un aeronef a partir d'au moins une photographie de ce dommage. Cette reparation peut alors etre effectuee de facon autonome par un proprietaire ou bien un utilisateur de l'aeronef par exemple. Cette methode selon ('invention est destinee a la 10 maintenance des aeronefs, en particulier des aeronefs a voilures tournantes. Cette methode concerne les dommages identifiables visuellement sur des pieces structurales d'un aeronef, tels des elements du fuselage, des longerons ou bien des cadres de renfort. Selon ('invention, cette methode comporte les etapes 15 principales suivantes : - acquisition d'au moins une photographie du dommage, - premiere identification de l'aeronef, - seconde identification de chaque piece structurale sur laquelle se situe le dommage et d'au moins une zone de 20 reparation impactee de l'aeronef dans laquelle se situe chaque piece structurale a partir d'au moins une photographie et d'un modele virtue! de zones de reparation de l'aeronef, - premiere extraction a partir d'au moins une photographie du 25 type de dommages et des caracteristiques dimensionnelles du dommage, - localisation du dommage sur chaque piece structurale a partir d'au moins une photographie, - seconde extraction de la technologie de chaque piece 30 structurale sur laquelle se situe le dommage, 7 - classification du dommage en fonction du type de dommages et des caracteristiques dimensionnelles du dommage, de la localisation du dommage sur chaque piece structurale, de la technologie de chaque piece structurale et de chaque zone 5 de reparation impactee, et - etablissement d'une procedure de reparation du dommage selon la classification du dommage, le type de dommages et de la zone impactee. Ces etapes principales de cette methode sont realisees par 10 exemple par un processeur, un ordinateur ou bien une tablette numerique, un algorithme ou bien un programme ayant ete realise prealablement afin de mettre en ceuvre ces etapes principales et etant execute par ('ordinateur ou la tablette numerique. La methode selon l'invention peut egalement comporter des 15 etapes preliminaires, une ou plusieurs etapes complementaires et une ou plusieurs etapes supplementaires qui seront decrites par la suite. Tout d'abord, une ou plusieurs photographies du dommage sont prises par un operateur a l'aide d'un appareil photographique 20 numerique par exemple. Cette ou ces photographies represente(nt) le dommage, chaque piece structurale sur laquelle est situe ce dommage ainsi qu'au moins une partie de son environnement permettant d'identifier la localisation sur l'aeronef du dommage et de chaque piece structurale sur laquelle est situe le dommage. 25 Cette ou ces photographie(s) peu(ven)t etre remplacee(s) par un film enregistre a l'aide d'une camera ou bien d'un appareil photographique numerique par exemple, la methode selon l'invention pouvant alors utiliser la succession de photographies constituant ce film. 8 Chaque photographie ou bien ce film sont alors communiqués a l'ordinateur executant la methode, un fichier numerique etant associe a chaque photographie ou bien au film. L'aeronef concerne est ensuite identifie, l'operateur entrant 5 manuellement une reference associee a l'aeronef, par exemple par l'intermediaire de l'ordinateur executant la methode. Cette premiere identification peut egalement etre faite automatiquement par l'intermediaire d'une photographie d'une plaque d'identification de l'aeronef de laquelle est extraite une reference de l'aeronef ou 10 bien en scannant un code-barres identifiant l'aeronef par exemple. Une analyse de chaque photographie est alors realisee afin d'en extraire, par un procede de reconnaissance de formes, chaque piece structurale sur laquelle se situe le dommage ainsi que chaque zone de reparation de l'aeronef dans laquelle se situe 15 chaque piece structurale. La methode selon ('invention utilise aussi un modele virtue! de zones de reparation de l'aeronef, ce modele virtue! etant de preference en trois dimensions. Des elements de ce modele virtue! sont par exemple reperes et reconnus sur une ou plusieurs photographies afin d'identifier chaque piece structurale et 20 chaque zone de reparation impactee de l'aeronef. Des zones de reparation sont egalement identifiees sur ce modele virtue! auxquelles sont attaches des criteres de reparation. Des lors, un ou plusieurs criteres de reparation relatifs a chaque zone de reparation impactee de l'aeronef sont a prendre en compte 25 pour etablir la procedure de reparation de ce dommage. Ce modele virtue! de zones de reparation de l'aeronef est une modelisation numerique en trois dimensions de l'aeronef et comporte les zones de reparation associees aux pieces structurales de l'aeronef ainsi que ces pieces structurales. Ce 30 modele virtue! est de fait une maquette numerique simplifiee de 9 l'aeronef. Ce modele virtue! est realise lors d'une premiere etape preliminaire de modelisation numerique de zones de reparation de l'aeronef. Ce modele virtue! de zones de reparation de l'aeronef est par exemple stocke dans une memoire de I'ordinateur et utilise 5 par I'ordinateur lors de la realisation de la methode selon ('invention. Ce modele virtue! est de preference integre dans une premiere base de donnees associee a l'aeronef. Par ailleurs, lorsqu'au moins une piece structurale sur laquelle se situe le dommage et/ou bien au moins une zone de 10 reparation impactee de l'aeronef dans laquelle se situe chaque piece structurale n'ont pas pu etre extraites du modele virtue! de l'aeronef, la methode comporte une premiere etape complementaire d'une nouvelle acquisition d'une nouvelle photographie du dommage. Par exemple, la photographie acquise 15 initialement est trop resserree sur le dommage et ne comporte pas d'elements permettant d'identifier son environnement et sa localisation sur l'aeronef. Une photographie avec un champ de vision plus large doit etre prise et acquise par la methode pour permettre la realisation de cette seconde identification de chaque 20 piece structurale et/ou de chaque zone de reparation impactee de l'aeronef non identifiee(s). Le type de dommages et les caracteristiques dimensionnelles du dommage sont ensuite extraits a partir d'une ou plusieurs des photographies acquises. 25 Le type de ce dommage est determine a ('aide d'au moins une des photographies acquises et d'une deuxierne base de donnees des dommages potentiels des pieces structurales de l'aeronef. L'utilisation d'un procede de reconnaissance de formes permet d'identifier le dommage sur chaque piece structurale et de 30 le comparer aux dommages potentiels contenus dans la deuxierne base de donnees dite egalement « base de connaissances ». 10 Ce procede de reconnaissance de formes peut comporter une phase d'apprentissage permettant d'enrichir la base de connaissance. Cet apprentissage est par exemple un apprentissage dit « profond », designe egalement «deep learning » 5 en langue anglaise et base sur un ou plusieurs reseaux de neurones, permettant d'ameliorer progressivement et efficacement la determination du type de dommages. Cet apprentissage peut egalement etre enrichi par chaque utilisateur de la methode selon ('invention selon le principe d'un apprentissage en ligne designe 10 egalement «elearning » en langue anglaise. Cette base de connaissances peut etre prealablement etablie lors d'une troisierne etape preliminaire de construction de la deuxierne base de donnees des dommages potentiels des pieces structurales de l'aeronef. Cette base de connaissance est par 15 exemple stockee dans une memoire de I'ordinateur et utilisee par I'ordinateur lors de la realisation de la methode selon ('invention. Cette base de connaissances repertorie les dommages potentiels des pieces structurales de l'aeronef et les associe par exemple a une ou plusieurs photographies. 20 Les caracteristiques dimensionnelles du dommage sont egalement determinees par une analyse d'au moins une des photographies acquises. Pour determiner ces caracteristiques dimensionnelles du dommage, le taux de grossissement de chaque photographie doit etre connu. La seconde extraction identifie alors 25 un ou plusieurs elements d'une photographie, dont les dimensions sont connues grace au modele numerique. En ('absence de tels elements, notamment sur une photographie representant en detail le dommage, des reperes connus, par exemple une regle graduee, peuvent etre ajoutos lors de la prise de la photographie a proximite 30 du dommage afin d'ajouter une reference d'echelle. 11 En outre, lorsque les caracteristiques dimensionnelles du dommage et/ou le type de dommages n'ont pas pu etre extraits et identifies, la methode comporte une deuxierne etape complementaire de saisie manuelle des caracteristiques 5 dimensionnelles du dommage et/ou du type de dommages. L'operateur entre alors manuellement les caracteristiques dimensionnelles du dommage et/ou le type de dommages, par exemple par l'intermediaire de I'ordinateur executant la methode. Les caracteristiques dimensionnelles du dommage sont 10 prealablement mesurees par l'operateur directement sur le dommage sur l'aeronef. Le type de dommages peut aussi etre choisi parmi une liste de types de dommages potentiels issus de la base de connaissances. Cette liste de types de dommages potentiels peut etre adaptee et avantageusement limitee en 15 fonction de la technologie de chaque piece structurale identifiee lors de la premiere extraction. La localisation du dommage sur chaque piece structurale est egalement determinee a partir d'au moins une photographie, par un procede de reconnaissance de formes, la forme de chaque piece 20 structurale etant connue du modele numerique. En effet, la reparation de ce dommage peut etre differente selon que le dommage se trouve au centre ou bien en peripherie de la piece structurale. Une telle reparation peut aussi etre autorisee dans un cas et interdite dans l'autre cas. Pour rappel, on entend par 25 « reparation autorisee », une reparation pouvant etre effectuee de facon autonome par l'utilisateur de l'aeronef et par « reparation interdite » que toute reparation doit etre effectuee par un centre de reparation agree par le fabricant de l'aeronef. Par ailleurs, lorsque le dommage n'a pas ete localise sur au 30 moins une piece structurale, aucun repere pour cette au moins une piece structurale n'etant par exemple present sur chaque 12 photographie acquise, la methode execute la premiere etape complementaire de nouvelle acquisition d'une nouvelle photographie du dommage. Cette nouvelle acquisition d'une nouvelle photographie est par exemple faite en reperant le 5 dommage sur chaque piece structurale pour laquelle le dommage n'a pas ete localise, par exemple en modifiant le champ de vision de la photographie et/ou en entourant le dommage par un marquage sur chaque piece structurale pour laquelle le dommage n'a pas ete localise. 10 Ce marquage peut en particulier etre necessaire lors d'un dommage d'enfoncement sur une piece structurale en materiaux composites pour lequel un retour elastique a reduit ou supprime au moins partiellement I'enfoncement. II est alors necessaire d'indiquer la zone d'enfoncement qui n'est plus clairement visible. 15 La technologie de chaque piece structurale de chaque piece structurale sur laquelle se situe le dommage est egalement extraite de la premiere base de donnees associee a l'aeronef et comportant la technologie des pieces structurales de l'aeronef. La technologie d'une piece structurale definit notamment la matiere constituant 20 cette piece structurale ou bien ('ensemble des matieres et leur agencement lorsqu'il s'agit par exemple d'une piece structurale en materiaux composites. En effet, pour une piece structurale en materiaux composites, la technologie precise si cette piece structurale est monolithique ou bien de type sandwich ainsi que 25 notamment les caracteristiques des plis, leurs orientations et leur nombre. Cette premiere base de donnees est realisee lors d'une deuxierne etape preliminaire de construction de la premiere base de donnees de la technologie des pieces structurales de l'aeronef. 30 Cette premiere base de donnees est par exemple stockee dans une memoire de I'ordinateur et utilisee par I'ordinateur lors de la 13 realisation de la methode. Cette premiere base de donnees peut egalement comporter le modele virtue! de zones de reparation de l'aéronef. Suite a la recuperation et a la centralisation de ces 5 informations necessaires a ('analyse du dommage, une classification du dommage est faite en fonction du type de dommages et des caracteristiques dimensionnelles du dommage, de la localisation du dommage sur chaque piece structurale, et de la technologie de chaque piece structurale et de la zone de 10 reparation impactee sur l'aeronef a laquelle est associe au moins un critere de reparation. Cette classification du dommage est faite par exemple selon trois classes. Cette classification du dommage est par exemple realisee grace a une troisierne base de donnees des classes de dommages 15 repertoriant les differentes classes de dommages associees aux dommages en fonction de la technologie des pieces structurales, du type de dommages, des caracteristiques dimensionnelles des dommages et de leurs localisations sur la piece structurale. Cette troisierne base de donnees est realisee lors d'une 20 quatrierne etape preliminaire de construction de la troisierne base de donnees des classes de dommages. Cette troisierne base de donnees est par exemple stockee dans une memoire de l'ordinateur et utilisee par l'ordinateur lors de la realisation de la methode selon l'invention. 25 Enfin, la methode selon l'invention permet l'etablissement d'une procedure de reparation du dommage selon la classe du dommage, le type de dommages et de la zone impactee. Cette procedure de reparation du dommage est etablie en fonction de la classe du dommage, le type de dommages et de la 14 zone impactee sur l'aeronef a laquelle est associe au moins un critere de reparation et s'appuie sur une quatrierne base de donnees des reparations possibles sur les pieces structurales de l'aeronef. Cette quatrierne base de donnees repertorie les 5 reparations possibles ainsi que les procedures de reparation correspondantes et les associe par exemple a un ou plusieurs types de dommages potentiels en fonction de la classe du dommage et de criteres de reparation prealablement etablis associes aux zones de reparation. 10 Cette quatrierne base de donnees est realisee lors d'une cinquierne etape preliminaire de construction de la quatrierne base de donnees des reparations possibles sur les pieces structurales de l'aeronef. Cette quatrierne base de donnees est par exemple stockee dans une memoire de l'ordinateur et utilisee par 15 l'ordinateur lors de la realisation de la methode. La procedure de reparation du dommage est etablie par un diagnostic combinant les informations identifiees lors de ('analyse du dommage, a savoir la classe du dommage, son type et ses caracteristiques dimensionnelles, la localisation du dommage sur 20 chaque piece structurale, la technologie de chaque piece structurale et de chaque zone de reparation impactee de l'aeronef. La procedure de reparation comporte la liste des differentes taches a realiser pour reparer ce dommage avant d'autoriser un nouveau vol de l'aeronef. 25 La procedure de reparation du dommage peut egalement comporter d'une part, une premiere procedure d'une reparation temporaire permettant la reprise du vol de l'aeronef, et d'autre part, une seconde procedure d'une reparation definitive devant etre realisee des que possible. De plus, cette seconde procedure peut 30 imposer que la reparation definitive soit effectuee par un centre de reparation agree par le fabricant de l'aeronef. 15 La procedure de reparation du dommage peut aussi conclure qu'aucune reparation n'est necessaire par rapport a ce dommage, l'aeronef pouvant voler sans risque malgre la presence de ce dommage. La procedure de reparation du dommage peut enfin 5 determiner qu'aucune reparation n'est autorisee, voire possible, pour ce dommage sans supprimer tout risque pour les prochains vols de l'aeronef. Dans le cas ou la reparation n'est pas autorisee, chaque piece structurale sur laquelle est situe le dommage doit alors etre remplacee dans sa totalite de facon autonome par 10 exemple par le proprietaire ou bien l'utilisateur de l'aeronef. Dans le cas, une reparation peut egalement etre effectuee par un centre de reparation agree par le fabricant de l'aeronef. Dans le cas ou la reparation n'est pas possible, la seule alternative est le remplacement dans sa totalite de chaque piece structurale sur 15 laquelle est situe le dommage. L'etablissement de la procedure de reparation du dommage est par exemple realise a partir de regles « métiers » appliquees aux caracteristiques de chaque piece structurale et celles du dommage ainsi qu'aux criteres de reparation de chaque zone de 20 reparation impactee de l'aeronef et a des criteres d'acceptation de dommages. Des regles logiques peuvent etre utilisees pour relier les elements d'analyse du dommage, de chaque piece structurale et de chaque zone de reparation impactee ainsi que les reparations possibles. 25 L'etablissement de la procedure de reparation du dommage peut en particulier etre realise par un moteur d'inference qui va, a partir des caracteristiques de chaque piece structurale, des caracteristiques du dommage et des criteres de reparation de chaque zone de reparation impactee de l'aeronef proposer la 30 procedure de reparation adaptee a ce dommage. 16 Comme evoque precedemment, ces etapes principales peuvent etre traduites sous la forme d'un algorithme utilisant le modele virtue! des zones de reparation de l'aeronef et les differentes bases de donnees citees. Cet algorithme peut 8tre mis 5 en oeuvre par exemple par un processeur, un ordinateur ou bien une tablette numerique mis a la disposition de ('operateur chargé de ('analyse du dommage. La methode selon ('invention permet ainsi d'etablir une procedure de reparation d'un dommage sur une ou plusieurs pieces 10 structurales d'un aeronef, sans ('intervention d'un expert et de facon rapide et autonome par un operateur. En consequence, la procedure de reparation, si une reparation est reellement necessaire, peut 8tre engagee rapidement, limitant avantageusement le temps d'immobilisation de l'aeronef. 15 De plus, la methode selon ('invention permet, en limitant le risque d'interpretation d'un operateur non expert, voire en le supprimant, de fiabiliser avantageusement la procedure de reparation etablie et, par suite, la reparation elle-meme realisee, quand cela est autorise, de facon autonome par exemple par le 20 proprietaire ou bien I'utilisateur de l'aeronef, tout en limitant le temps necessaire pour etablir cette procedure de reparation. Par ailleurs, la methode selon ('invention peut comporter une troisierne etape complementaire de validation par un expert de la procedure de reparation du dommage etablie precedemment. 25 L'expert peut donner son accord sur cette procedure de reparation du dommage, sans modification, ou bien completer cette procedure. L'expert peut egalement ne pas valider la procedure de reparation du dommage en l'etat et demander des informations 30 complementaires afin de la valider, de la completer, voire de la 17 reformuler entierement. Dans ce cas, la methode comporte une quatrierne etape complementaire de fourniture d'informations supplementaires concernant le dommage, ces informations complementaires etant alors demandees par exemple a l'operateur 5 ayant effectue les premieres photographies. Une fois la procedure de reparation du dommage etablie lors de la huitierne etape principale d'etablissement et, le cas echeant, valide par un expert, la methode comporte une premiere etape supplementaire de reparation du dommage en appliquant la 10 procedure de reparation du dommage. Cette reparation du dommage est realisee, quand cela est autorise, de facon autonome par exemple par le proprietaire ou bien l'utilisateur de ('aeronef La methode peut enfin comporter une seconde etape supplementaire de validation de la reparation du dommage realisee lors de la 15 premiere etape supplementaire de reparation. Cette validation de la reparation peut etre effectuee par un expert directement sur ('aeronef. Avantageusement, cette validation de la reparation peut aussi etre effectuee par l'intermediaire d'une ou plusieurs photographies de la reparation transmises a ('expert. 20 L'invention et ses avantages apparaitront avec plus de details dans le cadre de la description qui suit avec des exemples de realisation donnes a titre illustratif en reference aux figures annexees qui representent : - la figure 1, un schema synoptique d'une methode 25 d'etablissement d'une procedure de reparation d'un dommage sur une piece structurale d'un aeronef, - la figure 2, un aeronef a voilure tournante, - la les figures 3 et 4, deux vues d'une partie centrale du fuselage de ('aeronef, 30 - les figures 5 a 9, des vues de dommages sur des pieces structurales de ('aeronef, et 18 - les figures 10 et 15, des vues de reparations de dommages. Les elements presents dans plusieurs figures distinctes sont affectes d'une seule et merne reference. Sur la figure 2, un aeronef 20 a voilure tournante est 5 represents, cet aeronef 20 comprenant un rotor principal 1 positionne au-dessus d'un fuselage 3 et un rotor arriere 2 positionne a l'extromite arriere d'une poutre de queue 4. L'aeronef 20 comporte des pieces structurales 10, tel un longeron ou bien un cadre de renfort par exemple, non representees sur la figures 2, et 10 permettant, d'une part, de fournir une rigidite suffisante a ('aeronef 20, en particulier au fuselage 3 et a la poutre de queue 4, et d'autre part, de supporter, entre autres, le rotor principal 1, le rotor arriere 2 et les elements du fuselage 3. Une partie centrale 21 du fuselage 3 de ('aeronef 20 est 15 representee sur les figures 3 et 4, plus precisement selon une vue en perspective sur la figure 3 et selon une vue eclatee sur la figure 4. Sur les figures 3 et 4, uniquement les pieces structurales de cette partie centrale 21 du fuselage 3 sont representees. Ces figures 3 et 4 sont issues d'un modele virtue! 24 de ('aeronef 20 20 comportant uniquement une modelisation numerique des pieces structurales 10 de ('aeronef 20 et de zones de reparation de cet aeronef 20. De la sorte, ce modele virtue! 24 de ('aeronef 20 est de taille moderee par rapport a un modele numerique comportant la totalite des composants de ('aeronef 20. 25 Sur la figure 1, un schema synoptique d'une methode d'etablissement d'une procedure de reparation d'un dommage 11 sur une piece structurale 10 de ('aeronef 20 est represents. Cette methode peut etre appliquee a tout dommage 11 detects sur une ou plusieurs pieces structurales 10 de ('aeronef 20, par exemple 30 une piece structurale 10 de la partie centrale 21 du fuselage 3 de 19 l'aeronef 20, afin d'etablir une procedure de reparation de ce dommage 11. Cette methode comporte notamment des etapes principales 111-118, des etapes preliminaires 101-105 et des etapes 5 complementaires 121-124. Toutefois, les etapes preliminaires 101- 105 et les etapes complementaires 121-124 sont optionnelles, les etapes preliminaires 101-105 pouvant notamment etre realisees de facon independante et en dehors de la methode d'etablissement d'une procedure de reparation d'un dommage 11. 10 Cette methode est realisee par exemple par un ordinateur ou bien une tablette numerique, un algorithme ou bien un programme deroulant en particulier les etapes principales de cette methode et etant execute par ('ordinateur ou bien la tablette numerique. Cet ordinateur ou cette tablette numerique comporte notamment au 15 moins un processeur capable d'executer un algorithme ou un programme ainsi que des calculs de diverses natures. Cet ordinateur ou cette tablette numerique comporte egalement au moins une memoire capable de stocker un algorithme ou un programme ainsi que des informations et des bases de donnees. 20 Cette methode peut donc comporter tout d'abord les etapes preliminaires 101-105. Une premiere etape preliminaire de modelisation numerique 101 de zones de reparation de l'aeronef 20 consiste a realiser un modele virtue! 24 de l'aeronef 20 en trois dimensions comportant 25 les pieces structurales 10 de l'aeronef 20 et les zones de reparation avec les criteres de reparation associes en fonction de la position des pieces structurales 10 sur l'aeronef 20. Les pieces structurales 10 de la partie centrale 21 du fuselage 3 d'un aeronef 20 representees sur les figures 3 et 4 sont issues d'un tel modele 30 virtue! 24 de l'aeronef 20. 20 Une deuxierne etape preliminaire est une construction 102 d'une premiere base de donnees de la technologie des pieces structurales 10 de l'aeronef 20. Cette premiere base de donnees contient la technologie de chaque piece structurale 10 de l'aeronef 5 20. La technologie definit entre autres la ou les matiere(s) constituant cette piece structurale 10 et leur agencement le cas echeant ainsi que toutes les informations permettant de caracteriser la fabrication de cette piece structurale 10 et son comportement mecanique. 10 Cette premiere base de donnees peut 8tre independante du modele virtue! 24 de l'aeronef 20. Le modele virtue! 24 peut egalement 8tre integre dans cette premiere base de donnees, la technologie de chaque piece structurale 10 de l'aeronef 20 etant alors associee directement a cette piece structurale 10 dans le 15 modele virtue! 24. Cette integration du modele virtue! 24 dans la premiere base de donnees peut permettre un gain de temps dans la realisation de la methode d'etablissement d'une procedure de reparation d'un dommage 11 sur une piece structurale 10 de l'aeronef 20. 20 Une troisierne etape preliminaire consiste en une construction 103 d'une deuxierne base de donnees des dommages 11 potentiels des pieces structurales 10 de l'aeronef 20. Cette deuxierne base de donnees contient les dommages 11 potentiels des pieces structurales 10 de l'aeronef 20 couvrant les differents types de 25 dommages qui peuvent apparaitre sur une piece structurale 10 d'un aeronef 20. Chaque type de dommages est par exemple identifie par des caracteristiques propres et une ou plusieurs photographies associees a ce type de dommages et representant des exemples de ce type de dommages. Les types de dommages 30 sont par exemple une rayure, une crique, un enfoncement ou une 21 perforation, cette liste n'etant pas exhaustive. Cette deuxierne base de donnees constitue une base de connaissances. Une quatrieme etape preliminaire est une construction 104 d'une troisierne base de donnees des classes de dommages 11. 5 Cette troisierne base de donnees contient des classes de dommages associees a la technologie des pieces structurales 10, au type de dommages et aux caracteristiques dimensionnelles des dommages 11. Les classes de dommages peuvent egalement 8tre associees a la localisation du dommage 11 sur la piece structurale 10 10 ainsi que la position de la piece structurale 10 sur l'aeronef 20. Une cinquierne etape preliminaire consiste en une construction 105 de la quatrierne base de donnees des reparations possibles sur les pieces structurales 10 de l'aeronef 20. Cette quatrierne base de donnees repertorie les reparations possibles sur 15 les pieces structurales 10 de l'aeronef 20 ainsi que les procedures de reparation correspondantes associees a la technologie des pieces structurales 10, au type et a la classe de dommages et aux caracteristiques dimensionnelles des dommages 11 ainsi qu'eventuellement la localisation du dommage 11 sur la piece 20 structurale 10 et la position de la piece structurale 10 sur l'aeronef 20. Chacune de ces bases de donnees est stockee dans une memoire de l'ordinateur ou bien de la tablette numerique executant la methode d'etablissement d'une procedure de reparation d'un 25 dommage 11 sur une piece structurale 10 de l'aeronef 20. En outre, plusieurs de ces bases de donnees peuvent 8tre regroupees pour former une merne base de donnees commune. Cette methode comporte ensuite les etapes principales 111 a 118. 22 Une premiere etape principale est une acquisition 111 d'au moins une photographie 31 du dommage 11. Une ou plusieurs photographies 31 du dommage 11 sont prises par un operateur a ('aide par exemple d'un appareil photographique numerique, 5 chaque photographie 31 representant le dommage 11 ou bien chaque piece structurale 10 sur laquelle est situe ce dommage 11. Au moins une photographie 31 peut egalement representer au moins une partie de I'environnement du dommage 11 et de chaque piece structurale 10 sur laquelle est situe ce dommage 11 afin de 10 pouvoir identifier la localisation de chaque piece structurale 10 sur l'aeronef 20. Une deuxierne etape principale est une premiere identification 112 de l'aeronef 20. L'operateur fournit une reference associee a l'aeronef 20, en entrant par exemple manuellement 15 cette reference sur I'ordinateur ou bien la tablette numerique executant la methode. Cette premiere identification peut egalement 8tre faite automatiquement a partir d'une des photographies 31 acquises, cette photographie 31 representant une plaque d'identification de l'aeronef 20, ou bien en scannant un code- 20 barres identifiant l'aeronef 20. Une troisierne etape principale est une seconde identification 113 de chaque piece structurale 10 sur laquelle se situe le dommage 11 et de chaque zone de reparation impactee 25 de l'aeronef 20 dans laquelle se situe chaque piece structurale 10. 25 Une analyse par un procede de reconnaissance de formes est realisee sur au moins une des photographies 31 acquises afin d'extraire du modele virtue! 24 de zones de reparation de l'aeronef 20 identifie lors de la premiere identification 112, d'une part chaque piece structurale 10 sur laquelle se situe le dommage 11 30 et, d'autre part chaque zone de reparation 25 impactee de l'aeronef 20 dans laquelle se situe chaque piece structurale 10. 23 Une quatrierne etape principale est une premiere extraction 114 a partir d'au moins une photographie 31 du type de defauts et des caracteristiques dimensionnelles du defaut 11. Une analyse par un procede de reconnaissance de formes et d'apprentissage a 5 base de reseau de neurones est realisee sur au moins une des photographies 31 acquises afin d'identifier le defaut 11 et de determiner le type de ce defaut 11 grace a la base de connaissances des defauts potentiels des pieces structurales 10. Cette analyse d'au moins une des photographies 31 acquises 10 permet egalement d'extraire les caracteristiques dimensionnelles du defaut 11. Une cinquieme etape principale est une localisation 115 du dommage 11 sur chaque piece structurale 10 a partir d'au moins une photographie 31. Une nouvelle analyse par un procede de 15 reconnaissance de formes est realisee sur au moins une des photographies 31 acquises afin de localiser le dommage 11 sur chaque piece structurale 10 et sur chaque zone de reparation 25 associee. Une sixierne etape principale est une seconde extraction 116 20 de la technologie de chaque piece structurale 10 sur laquelle se situe le dommage 11. La seconde extraction 116 permet d'identifier la technologie de chaque piece structurale 10 identifiee lors de la seconde identification 113 a partir de la premiere base de donnees associee a l'aeronef 20 identifie lors de la premiere 25 identification 112. Les figures 5 a 9 representent des exemples de types de dommages 11 sur des pieces de structures 10 de technologies differentes. Les figures 5 a 7 representent des dommages 11 sur une piece structurale 10 monolithique en materiaux composites 30 composes de plusieurs plis 12 de fibres. La figure 8 represente un dommage 11 sur une piece structurale 10 en sandwich composes 24 d'une ame 15, d'une peau interne 14 metallique ou composite et d'une peau externe 13 metallique ou composite et la figure 9 represente un dommage 11 sur une piece structurale 10 metallique ou composite. 5 La figure 5 represente un enfoncement qui peut etre caracterise par une largeur W, une longueur L et eventuellement une profondeur h. Le dommage 11 visible sur la piece structurale 10 peut cependant etre moins important que le dommage reellement subi par la piece structurale 10, un retour elastique 10 pouvant reduire, voire supprimer presque entierement ('enfoncement reellement subi par la piece structurale 10, par exemple lors d'un impact. La figure 6 represente une rayure superficielle qui peut etre caracterisee par une longueur L et eventuellement une largeur W. 15 Cette rayure impacte uniquement un pli 12 externe de la piece structurale 10. La figure 7 represente une crique qui peut etre caracterisee par une longueur L et eventuellement une profondeur h. Cette crique peut se situer sur toute l'epaisseur de la piece structurale 20 10, aucune profondeur h n'etant alors necessaire. Cette crique peut aussi se situer sur une partie de l'epaisseur de la piece structurale 10. Dans ce cas, la profondeur h peut generalement etre mesuree facilement uniquement lorsque cette crique se situe en peripherie de la piece structurale 10. 25 Ces trois exemples de dommages 11 representes sur les figures 5 a 7 peuvent aussi se produire sur une piece structurale 10 metallique ou bien en materiaux composites composes d'une ame 15, d'une peau interne 14 et d'une peau externe 13. 25 Les figures 8 et 9 representent une perforation de la piece structurale 10, cette perforation etant caracterisee par une largeur W, une longueur L et eventuellement une profondeur h lorsque cette perforation n'est pas debouchante. Selon la figure 8, la 5 performation est non debouchante et impacte l'ame 15 et la peau externe 13 de la piece structurale 10, la peau interne 14 etant intacte. Selon la figure 9, la performation est debouchante sur la piece structurale 10. Ce dommage 11 de perforation peut aussi concerner une 10 piece structurale 10 en materiaux composites composes de plusieurs plis 12 de fibres, de facon debouchante ou non debouchante. La quatrierne etape principale 114 et la cinquierne etape principale 115 peuvent etre regroupees en une seule et merne 15 etape principale, notamment lorsqu'une merne photographie 31 permet de determiner d'une part le type et les caracteristiques dimensionnelles du dommage 11 et d'autre part sa localisation sur chaque piece structurale 10. Toutefois, cela n'est pas toujours possible, une photographie 31 devant representer le dommage 11 20 et au moins une partie de la peripherie de chaque piece structurale 10 pour determiner sa localisation. Cependant, une telle photographie 31 peut ne pas representer de facon suffisamment detaillee le dommage 11 pour permettre de determiner son type et/ou ses caracteristiques dimensionnelles. 25 Une septierne etape principale est une classification 117 du dommage 11 en fonction du type de dommages et des caracteristiques dimensionnelles du dommage 11, de la localisation du dommage 11 sur chaque piece structurale 10, de chaque zone de reparation 25 impactee et la technologie de la piece structurale 30 10. Cette classification du dommage 11 est faite par exemple selon trois classes et permet en particulier de determiner si une 26 reparation temporaire est suffisante par rapport a ce dommage afin d'autoriser l'aeronef a voler, si une reparation definitive est indispensable et obligatoire avant d'autoriser un nouveau vol de l'aeronef ou bien si aucune reparation n'est necessaire, l'aeronef 5 20 pouvant voler avec ce dommage 11 sur la piece structurale 10. Cette classification 117 du dommage 11 est par exemple realisee grace a la troisierne base de donnees des classes de dommages. Cette classification 117 du dommage 11 peut aussi 8tre realisee par un algorithme adapte en fonction du type de 10 dommages et des caracteristiques dimensionnelles du dommage 11, de la localisation du dommage 11 sur chaque piece structurale 10, de chaque zone de reparation 25 impactees et de la technologie de chaque piece structurale 10. Une huitierne etape principale est un etablissement 118 d'une 15 procedure de reparation du dommage 11 selon la classification 117 du dommage 11, le type de dommages et de la zone 25 impactee. Cette procedure de reparation du dommage 11 est etablie en combinant les informations concernant d'une part le dommage 11, a savoir sa classe, son type, ses caracteristiques dimensionnelles 20 et sa localisation sur chaque piece structurale 10, et d'autre part chaque piece structurale 10, a savoir sa technologie, ainsi que chaque zone de reparation 25 impactee de l'aeronef 20. L'etablissement de la procedure de reparation du dommage 11 est realise par exemple a partir de regles « métiers » et des 25 regles logiques appliquees a ('ensemble de ces informations. L'etablissement de la procedure de reparation du dommage peut en particulier etre realise par un moteur d'inference qui va proposer la procedure de reparation adaptee a ce dommage 11 en fonction de ces informations. 27 Cette procedure de reparation du dommage peut egalement etre etablie en utilisant la quatrierne base de donnees des reparations possibles sur les pieces structurales 10 de l'aeronef 20. 5 Cette procedure de reparation du dommage comporte la liste des differentes taches a realiser pour reparer ce dommage 11 avant d'autoriser un nouveau vol de l'aeronef. La procedure de reparation du dommage peut aussi consister en une reparation temporaire permettant la reprise du vol de l'aeronef et une 10 reparation definitive devant etre realisee des que possible. La procedure de reparation du dommage peut enfin determiner qu'aucune reparation n'est necessaire l'aeronef 20 pouvant voler en toute securite malgre la presence de ce dommage 11 ou bien qu'aucune reparation n'est possible pour ce dommage, chaque 15 piece structurale 10 sur laquelle est situe le dommage 11 devant alors etre remplacee. Les figures 10 a 15 representent des exemples de reparations possibles selon les dommages 11, leurs caracteristiques dimensionnelles et leurs types, ainsi que selon la 20 technologie de la piece structurale 10. Les figures 10 et 11 representent des reparations sur une piece structurale 10 en materiaux composites composes de plusieurs plis 12 de fibres. Les figures 12 a 13 representent des reparations sur une piece structurale 10 en materiaux composites de type sandwich 25 composes d'une ame 15, d'une peau interne 14 et d'une peau externe 13, les peaux interne 14 et externe 13 etant composees de plusieurs plis 12 de fibres. Les figures 14 et 15 representent des reparations sur une piece structurale 10 de type sandwich composes d'une ame 15, d'une peau interne 14 et d'une peau 30 externe 13, les peaux interne 14 et externe 13 etant metalliques. 28 Selon Ia figure 10, les parties des plis 12 de fibres endommagees ont ete retirees et remplacees par un pli de remplissage 42 et des plis de reparation 44. Un pli de recouvrement 41 recouvre et protege d'eventuelles agressions 5 exterieures les plis de reparation 44 au niveau de Ia peau externe 13. Cette reparation est adaptee aux dommages 11 impactant une seule face de Ia piece structurale 10, dans le cas present, Ia peau externe 13. Cette reparation est adaptee notamment aux dommages 11 d'enfoncement, de rayure, de crique partielle 10 n'impactant pas l'epaisseur totale de Ia piece structurale 10 ou encore de perforation non debouchante. La reparation representee sur Ia figure 11 est adaptee aux dommages 11 impactant les deux faces de Ia piece structurale 10. Des plis de remplissage 42 et des plis de reparation 44 remplacent 15 les parties des plis 12 de fibres endommagees sur toute l'epaisseur de Ia piece structurale 10. Deux plis de recouvrement 41,43 recouvrent et protegent ces plis de reparation 44 respectivement au niveau des peaux externe 13 et interne 14. Cette reparation est adaptee par exemple aux dommages 11 d'enfoncement important 20 et profond, de crique impactant l'epaisseur totale de Ia piece structurale 10 ou encore de perforation debouchante. Les figures 12 et 13 representent des reparations sur une piece structurale 10 dont l'ame 15 a ete endommagee par le dommage 11. Des lors, une partie de l'ame 15 a ete retiree et 25 remplacee par un insert 45 generalement en matiere identique a l'ame 15. La reparation representee sur Ia figure 12 est adaptee aux dommages 11 impactant l'ame 15 et une seule face de Ia piece structurale 10. Les parties des plis 12 de fibres endommagees et 30 formant Ia peau externe 13 ont ete retirees et remplacees par des plis de remplissage 42. Des plis de reparation 44 et un pli de 29 recouvrement 41 recouvrent et protegent d'eventuelles agressions exterieures les plis de remplissage 42 au niveau de la peau externe 13. Cette reparation est adaptee aux dommages 11 d'enfoncement important et profond, de crique partielle n'impactant 5 pas l'epaisseur totale de la piece structurale 10 ou encore de perforation non debouchante. Selon la figure 13, les parties des plis 12 de fibres endommagees et formant la peau externe 13 et la peau interne 14 ont ete retirees et remplacees par des plis de remplissage 42. Des 10 plis de reparation 44 et un pli de recouvrement 41 recouvrent les plis de remplissage 42 au niveau de la peau externe 13 alors que des plis de reparation 44 et un pli de recouvrement 43 recouvrent les plis de remplissage 42 au niveau de la peau interne 14. Cette reparation est adaptee aux dommages 11 impactant l'ame 15 et les 15 deux faces de la piece structurale 10, notamment les dommages 11 de crique impactant l'epaisseur totale de la piece structurale 10 ou bien de perforation debouchante. La reparation representee sur la figure 14 concerne une piece structurale 10 de type sandwich dont les peaux interne 14 et 20 externe 13 sont metalliques et dont le dommage 11 impacte uniquement la peau externe 13. La partie de la peau externe 13 endommagee a ete retiree et une plaque de reparation 46 est fixee sur la peau externe 13 par l'intermediaire de rivets 48 dont uniquement les axes sont representes sur la figure 14. Cette 25 plaque de reparation 46 est egalement collee sur la peau externe 13 par l'intermediaire d'un tissu adhesif 47. Dans le cas ou l'ame 15 de la piece structurale 10 est egalement impactee par le dommage 11, une partie de l'ame 15 endommagee a ete retiree et remplacee par un insert 45 compose 30 du merne materiau que l'ame 15, comme represents sur la figure 15. La peau externe 13 est reparee de facon identique a la figure 30 14. Si besoin, la peau interne 14 est egalement reparee de facon identique a la peau externe 13 selon la figure 14. Cette methode peut egalement comporter une premiere etape supplementaire de reparation 119 du dommage 11 en appliquant la 5 procedure de reparation du dommage 11 definie lors de l'etape principale d'etablissement 118. La methode peut alors comporter une seconde etape supplementaire de validation 120 de la reparation du dommage 11 realisee lors de la premiere etape supplementaire de reparation. 10 La methode d'etablissement d'une procedure de reparation d'un dommage 11 sur une piece structurale 10 d'un aeronef 20 a partir d'une photographie 31 du dommage 11 permet ainsi d'etablir une procedure de reparation d'un dommage 11, et eventuellement de la realiser, sur chaque piece structurale 10 concernee, sans 15 ('intervention d'un expert et de facon rapide et autonome par un operateur. En consequence, la procedure de reparation, si une reparation est reellement necessaire, peut etre engagee rapidement, limitant avantageusement le temps d'immobilisation de l'aeronef 20. 20 Les etapes principales 111-118 peuvent etre realisees de facon sequentielle. Cependant, afin d'optimiser la duree d'etablissement de la procedure de reparation, les deuxierne, troisierne, quatrierne, cinquierne et sixierne etapes principales 112116 peuvent etre realisees simultanement. 25 Cette methode peut egalement comporter des etapes complementaires 121-124. Une premiere etape complementaire consiste en une nouvelle acquisition 121 d'une nouvelle photographie du dommage 11. Cette nouvelle acquisition 121 d'une nouvelle photographie 32 du 31 dommage 11 peut par exemple 8tre realisee lorsqu'au moins une piece structurale 10 sur laquelle se situe le dommage 11 et/ou bien au moins une zone de reparation 25 impactee de l'aeronef 20 dans laquelle se situe chaque piece structurale 10 n'ont pas ete 5 identifiees dans le modele virtue! 24 de l'aeronef 20, au cours de la seconde identification 113. Dans ce cas, la nouvelle acquisition 121 est par exemple realisee en modifiant le champ de vision de la nouvelle photographie 32. Cette nouvelle acquisition 121 d'une nouvelle photographie 10 32 du dommage 11 peut egalement 8tre realisee lorsque le dommage 11 n'a pas ete localise sur au moins une piece structurale 10 au cours de la localisation 115 du dommage 11. Dans ce cas, la nouvelle acquisition 121 est realisee en identifiant le dommage 11 sur chaque piece structurale 10 par un marquage 15 par exemple ou bien en modifiant le champ de vision de la nouvelle photographie 32. Cette nouvelle acquisition 121 est par exemple necessaire lors d'un dommage d'enfoncement, telle que represents sur la figure 5. Une deuxierne etape complementaire consiste en une saisie 20 manuelle 122 des caracteristiques dimensionnelles du dommage et/ou du type de dommages. Cette saisie manuelle 122 est faite par exemple par l'operateur utilisant cette methode lorsque les caracteristiques dimensionnelles du dommage 11 et/ou le type de dommages n'ont pas ete extraits et identifies au cours de la 25 premiere extraction 114. Une troisierne etape complementaire consiste en une validation 123 par un expert de la procedure de reparation du dommage etablie lors de l'etablissement 118 d'une procedure de reparation. L'expert peut ainsi confirmer le choix de cette 30 procedure de reparation du dommage 11, sans modification. Toutefois, lorsque ('expert ne valide pas cette procedure de 32 reparation, des informations complementaires doivent titre fournies au cours d'une quatrierne etape complementaire de fourniture 124 d'informations supplementaires concernant le dommage 11. Naturellement, la presente invention est sujette a de 5 nombreuses variations quant a sa mise en oeuvre. Bien que plusieurs modes de realisation aient ete decrits, on comprend bien qu'il n'est pas concevable d'identifier REVENDICATIONS1. Methode d'etablissement d'une procedure de reparation d'un dommage (11) sur une ou plusieurs pieces structurales (10) d'un aeronef (20) a partir d'une photographie (31) dudit dommage (11), caracterisee en ce que ladite methode comporte les etapes principales suivantes : - acquisition (111) d'au moins une photographie (31) dudit dommage (11), - premiere identification (112) dudit aeronef (20), - seconde identification (113) de chaque piece structurale (10) sur laquelle se situe !edit dommage (11) et d'au moins une zone de reparation (25) impactee dudit aeronef (20) dans laquelle se situe chaque piece structurale (10) a partir d'au moins une photographie (31) acquise et d'un modele virtue! (24) de zones de reparation dudit aeronef (20), - premiere extraction (114) a partir d'au moins une photographie (31) acquise du type de dommages et des caracteristiques dimensionnelles dudit dommage (11), - localisation (115) dudit dommage (11) sur chaque piece structurale (10) a partir de ladite au moins une photographie (31), - seconde extraction (116) de la technologie de chaque piece structurale (10) sur laquelle se situe !edit dommage (11), - classification (117) dudit dommage (11) en fonction dudit type de dommages et desdites caracteristiques dimensionnelles dudit dommage (11), de ladite localisation dudit dommage (11) sur chaque piece structurale (10), de la technologie de chaque piece structurale (10) et chaque zone de reparation (25) impactee, et 34 - etablissement (118) d'une procedure de reparation dudit dommage (11) selon ladite classification (117) dudit dommage (11), le type de dommages et de ladite zone de reparation (25) impactee. 5 2. Methode selon la revendication 1, caracterisee en ce que ladite methode comporte les etapes preliminaires suivantes : - modelisation numerique (101) de zones de reparation dudit aeronef (20), 10 - construction (102) d'une premiere base de donnees de la technologie desdites pieces structurales (10) dudit aeronef (20), - construction (103) d'une deuxierne base de donnees de dommages (11) potentiels desdites pieces structurales (10) 15 dudit aeronef (20), - construction (104) d'une troisierne base de donnees des classes de dommages (11), et - construction (105) d'une quatrierne base de donnees des reparations possibles sur lesdites pieces structurales (10) 20 dudit aeronef (20). 3. Methode selon l'une quelconque des revendications 1 a 2, caracterisee en ce que ladite methode comporte une premiere etape supplementaire de reparation (119) dudit dommage (11) en appliquant ladite procedure de reparation dudit dommage (11) 25 definie lors de ladite etape d'etablissement (118). 4. Methode selon l'une quelconque des revendications 1 a 3, caracterisee en ce que ladite premiere extraction (114) du type de dommages est realisee par reconnaissance de formes a partir 35 d'une base de connaissances contenant des dommages (11) potentiels desdites pieces structurales (10) dudit aeronef (20). 5. Methode selon I'une quelconque des revendications 1 a 4, caracterisee en ce que ladite premiere extraction (114) du type de 5 dommages utilise un apprentissage permettant d'enrichir ladite base de connaissances avec des dommages (11) desdites pieces structurales (10) dudit aeronef (20). 6. Methode selon I'une quelconque des revendications 1 a 5, caracterisee en ce que ladite seconde extraction (116) est realisee 10 a partir d'une premiere base de donnees associee audit aeronef (20) et contenant ladite technologie desdites pieces structurales (10) dudit aeronef (20). 7. Methode selon I'une quelconque des revendications 1 a 6, caracterisee en ce que ladite classification (117) dudit dommage 15 (11) est realisee a partir d'une troisierne base de donnees contenant des classes de dommages (11). 8. Methode selon l'une quelconque des revendications 1 a 7, caracterisee en ce que, lorsqu'au moins une zone de reparation (25) impactee dudit aeronef (20) et/ou au moins une piece structurale 20 (10) n'ont pas ete identifiees lors de ladite seconde identification (113), ladite methode comporte une premiere etape complementaire de nouvelle acquisition (121) d'une nouvelle photographie (32) dudit dommage (11). 9. Methode selon l'une quelconque des revendications 1 a 8, 25 caracterisee en ce que, lorsque lesdites caracteristiques dimensionnelles dudit dommage (11) et/ou !edit type de dommages 36 n'ont pas ete extraits lors de ladite premiere extraction (114), ladite methode comporte une deuxierne etape complementaire de saisie manuelle (122) desdites caracteristiques dimensionnelles dudit dommage (11) et/ou dudit type de dommages. 5 10. Methode selon I'une quelconque des revendications 1 a 9, caracterisee en ce que, lorsque ledit dommage (11) n'a pas ete localise sur au moins une piece structurale (10) lors de ladite localisation (115), ladite methode comporte une premiere etape complementaire de nouvelle acquisition (121) d'une nouvelle 10 photographie (32) dudit dommage (11). 11. Methode selon I'une quelconque des revendications 1 a 10, caracterisee en ce que ladite methode comporte une troisierne etape complementaire de validation (123) par un expert de ladite procedure de reparation dudit dommage (11) et, lorsque ledit 15 expert ne valide pas ladite procedure de reparation dudit dommage (11), ladite methode comporte une quatrierne etape complementaire de fourniture (124) d'informations supplementaires concernant ledit dommage (11). 12. Methode selon l'une quelconque des revendications 1 a 11, 20 caracterisee en ce que ledit etablissement (118) de ladite procedure de reparation dudit dommage (11) est realise a partir de regles « métiers » appliquees a ladite technologie de chaque piece structurale (10), audit type de dommages et auxdites caracteristiques dimensionnelles (115) dudit dommage (11) ainsi 25 qu'a des criteres de reparation de chaque zone de reparation (25) impactee dudit aeronef (20). 13. Methode selon l'une quelconque des revendications 1 a 12, 37 caracterisee en ce que !edit etablissement (118) de ladite procedure de reparation dudit dommage (11) est realise par un moteur d'inference. 14. Methode selon I'une quelconque des revendications 1 a 13, 5 caracterisee en ce que !edit etablissement (118) de ladite procedure de reparation dudit dommage (11) est realise en utilisant une quatrierne base de donnees des reparations possibles desdites pieces structurales (10) dudit aeronef (20).