FR 2772125 A1 19990611 FR 9715291 A 19971204 La présente invention concerne un procédé et un dispositif pour déterminer l'état d'une structure vibrante d'un aéronef à voilure tournante, notamment un hélicoptère. Plus précisément, elle est destinée à déterminer si ladite structure vibrante qui est soumise à au moins un type de vibration se trouve dans un état normal, ou un état anormal (qui peut être dû à un dysfonctionnement d'un composant de ladite structure ou d'un élément de l'aéronef associé et/ou relié à cette dernière), lors du fonctionnement dudit aéronef à voilure tournante. Bien que non exclusivement, la présente invention est plus particulièrement appliquée à déterminer l'état d'un système de suspension d'une boîte de transmission dudit aéronef à voilure tournante, une telle boîte de transmission étant montée entre des moyens de propulsion et un rotor de sustentation dudit aéronef de façon sensiblement longitudinale à l'axe dudit rotor et étant suspendue par rapport au fuselage dudit aéronef. Un tel système de suspension qui est efficace pour atténuer des vibrations en roulis, en tangage et en pompage, est décrit dans le brevet FR-2 474 996 et comporte - des pièces d'appui réparties radialement autour de la dite boîte de transmission, dont les extrémités supé rieures sont reliées à la partie supérieure de la boîte de transmission et dont les extrémités inférieures sont articulées sur des lames de suspension - un moyen de suspension reliant la partie inférieure de la boîte de transmission au fuselage de l'aéronef et comportant notamment lesdites lames de suspension ; et - des moyens résonateurs associés respectivement auxdites pièces d'appui. A cet effet, ledit procédé pour déterminer l'état d'une structure vibrante d'un aéronef à voilure tournante, lors du fonctionnement de ce dernier, est remarquable selon l'invention en ce que a) on définit n modes vibratoires principaux de ladite structure vibrante, n étant un entier supérieur ou égal à1; b) on définit, sur ladite structure, p paramètres vibra toires, par exemple des vitesses, des déplacements, des forces, des accélérations et/ou des contraintes, sus ceptibles d'être mesurés et permettant d'estimer la ré ponse desdits n modes vibratoires principaux, p étant un entier supérieur ou égal à n. On utilise à cet effet de préférence, ainsi que pour l'étape c), une matrice qui permet d'estimer les p paramètres vibratoires à partir des n modes fondamentaux et qui est déterminée, soit à partir d'une identification au préalable, soit à l'aide de relations cinématiques connues c) on détermine des valeurs estimées de chacun desdits p paramètres vibratoires d) on mesure, lors du fonctionnement dudit aéronef à voi lure tournante, les valeurs desdits p paramètres vibra toires e) à partir desdites valeurs estimées et desdites valeurs mesurées des p paramètres vibratoires, de préférence des valeurs complexes, on calcule un coefficient de corrélation f) on compare ledit coefficient de corrélation à une gamme de valeurs prédéfinie ; et g) on déduit l'état de ladite structure vibrante, à partir du résultat de ladite comparaison. Ainsi, grâce à l'invention, on est en mesure de déterminer de façon efficace l'état (normal ou anormal) de ladite structure vibrante de l'aéronef à voilure tournante, lors de son fonctionnement. En effet - Si la corrélation (définie par ledit coefficient de corrélation) est forte, c'est-à-dire si ledit coeffi cient de corrélation est compris dans ladite gamme de valeurs prédéfinie qui est formée en correspondance, les seules vibrations que subit ladite structure vi brante sont engendrées à partir desdits modes vibratoi res principaux définies dans l'opération a) précitée. Ces vibrations sont donc justifiées et la structure vi brante se trouve dans son état normal - sinon, d'autres vibrations non définies sont engendrées en plus, ce qui met en évidence un état anormal de la dite structure vibrante, ces vibrations supplémentaires étant dues notamment à un mauvais fonctionnement ou à une panne de la structure vibrante et/ou d'un élément de l'aéronef relié à cette dernière. Dans un mode de réalisation avantageux, les opérations a) et b) sont réalisées dans une étape préliminaire, ainsi que la détermination des moyens nécessaires pour déterminer lesdites valeurs estimées, et les opérations restantes, notamment les acquisitions de données et les traitements, sont réalisées dans une étape ultérieure lors d'un fonctionnement dudit aéronef à voilure tournante, ce qui permet de simplifier et limiter les traitements réalisés lors du fonctionnement dudit aéronef, notamment en vol. En outre, de façon avantageuse, lesdites valeurs estimées des paramètres vibratoires sont des valeurs mesurées sur la structure vibrante lors d'un fonctionnement dudit aéronef à voilure tournante, pour un état normal de ladite structure vibrante. Par ailleurs, ledit coefficient de corrélation peut être prédéfini en fonction de l'état (notamment du réglage) de la structure vibrante ou bien il peut être dé fini lors d'au moins un vol initial ou d'une intervention sur la structure vibrante. Dans un premier mode de réalisation simplifié, ledit coefficient de corrélation correspond à la différence entre un premier terme obtenu à partir desdites valeurs estimées et un second terme obtenu à partir desdites valeurs mesurées. En outre, dans un second mode de réalisation préféré ledit coefficient de corrélation Q est calculé à partir de l'expression dans laquelle les Umi, i variant de 1 à p, représentent les valeurs mesurées des paramètres vibratoires les Uei, i variant de 1 à p, représentent les valeurs estimées des paramètres vibratoires ; et Umi et Uei sont les complexes conjugués respective ment de Umi et Uei ; et/ou ladite gamme de valeurs prédéfinie est comprise de pré férence entre 0,95 et 1. La présente invention s'applique particulièrement bien à une structure vibrante correspondant à un système de suspension d'une boîte de transmission, tel que précité. Dans ce cas avantageusement, on mesure au moins l'un desdits paramètres vibratoires sur au moins l'un des éléments suivants dudit système de suspens ion : une pièce d'appui, une lame de suspension, un support de masse et une masse battante d'un moyen résonateur, ledit moyen résonateur comprenant une masse battante reliée par l'intermédiaire d'un support de masse à une lame de suspension. La présente invention concerne également un dispositif pour la mise en oeuvre du procédé précité. Selon l'invention, ledit dispositif est remarquable en ce qu'il comporte - des capteurs agencés sur ladite structure vibrante et susceptibles de mesurer les valeurs desdits paramètres vibratoires ; et de préférence - des moyens qui filtrent les valeurs mesurées par les dits capteurs, relativement à une fréquence bQ, b étant le nombre de pales du rotor de sustentation de l'aéro nef à voilure tournante et Q sa vitesse de rotation et - une unité de calcul recevant les valeurs mesurées par lesdits capteurs et déterminant de la manière précitée, à partir de ces dernières et de valeurs estimées des paramètres vibratoires, l'état de ladite structure vi brante. Les figures du dessin annexé feront bien comprendre comment l'invention peut être réalisée. Sur ces figures, des références identiques désignent des éléments semblables. La figure 1 est le schéma synoptique d'un dispositif conforme à l'invention. La figure 2 illustre partiellement une application d'un dispositif conforme à l'invention à un système de suspension d'une boîte de transmission d'un aéronef à voilure tournante. Les figures 3A à 3B illustrent trois types différents de vibrations appliquées au système de suspension de la figure 2. Le dispositif 1 conforme à l'invention et représenté schématiquement sur la figure 1 est destiné à déterminer l'état d'une structure vibrante SP représentée à ti tre d'exemple sur la figure 2, d'un aéronef à voilure tournante, notamment un hélicoptère, non représenté. Selon l'invention, ledit dispositif 1 comporte - des capteurs C agencés sur ladite structure vibrante SP et susceptibles de mesurer les valeurs de paramètres vibratoires précisés ci-dessous - une unité d'acquisition et de traitement 2 reliée par des liaisons L auxdits capteurs C et réalisant un fil trage des valeurs mesurées par lesdits capteurs C, re lativement à une fréquence bQ, b étant le nombre de pa les d'un rotor de sustentation non représenté de l'aé ronef à voilure tournante et Q sa vitesse de rotation et - une unité de calcul UC reliée par une liaison 3 à la dite unité d'acquisition et de traitement 2 et suscep tible de déterminer l'état de la structure vibrante SP, comme précisé ci-dessous, et de transmettre cette in formation par l'intermédiaire d'une liaison 4 à un dis positif utilisateur non représenté. En ce qui concerne ledit dispositif utilisateur, il peut s'agir d'un moyen de stockage, susceptible d'être utilisé par exemple lors d'un contrôle de maintenance de l'aéronef. Il peut également s'agir d'un moyen d'avertissement, sonore ou visuel, pour avertir le(s) pilote(s) le cas échéant d'un état anormal de ladite structure vibrante SP. Selon l'invention lesdits capteurs C sont susceptibles de mesurer p para mètres vibratoires, p étant un entier supérieur ou égal à n, avec n le nombre de modes vibratoires principaux de ladite structure vibrante SP. Lesdits n modes vibra toires principaux sont prédéfinis et representent les vibrations essentielles, auxquelles est soumise la structure vibrante SP lorsqu'elle se trouve dans un état normal ; et lesdits paramètres sont, par exemple, des vitesses, des déplacements, des forces, des accélérations ou des con traintes, notamment des contraintes de traction compression ou de flexion. En outre, ladite unité de calcul UC réalise ses traitements à partir des valeurs mesurées par les capteurs C et de valeurs estimées desdits paramètres vibratoires. Ces valeurs estimées peuvent être stockées dans une mémoire de ladite unité de calcul UC ou être transmises au cours des traitements à cette dernière par des moyens, par exemple de stockage, non représentés. De préférence, lesdites valeurs estimées représentent des valeurs mesurées par lesdits capteurs C lors d'une étape de fonctionnement préliminaire dudit aéronef à voilure tournante, pour un état normal de ladite structure vibrante SP. Par ailleurs, selon l'invention, l'unité de calcul UC - calcule, à partir desdites valeurs estimées et desdites valeurs mesurées des p paramètres vibratoires, un coef ficient de corrélation Q précisé ci-dessous compare ledit coefficient de corrélation Q à une gamme de valeurs prédéfinie ; et déduit l'état de ladite structure vibrante SP, à partir du résultat de cette comparaison. Dans un mode de réalisation préféré, ledit coefficient de corrélation Q est calculé à partir de l'expres- sion dans laquelle - les Umi, i variant de 1 à p, représentent les valeurs mesurées des paramètres vibratoires - les Uei, i variant de 1 à p, représentent les valeurs estimées des paramètres vibratoires ; et - Umi et Uei sont les complexes conjugués respectivement de Umi et Uei. Dans ce cas, l'unité de calcul UC utilise une gamme de valeurs prédéfinie pour la comparaison, comprise généralement entre 0,95 et 1. Par conséquent - si la corrélation (définie par ledit coefficient de corrélation Q) est forte, c'est-à-dire si ledit coeffi cient de corrélation Q est compris dans ladite gamme de valeurs prédéfinie (qui est formée en correspondance), les seules vibrations que subit ladite structure vi brante SP sont celles engendrées à partir desdits modes vibratoires principaux définis. Ces vibrations sont donc justifiées. En conséquence, l'unité de calcul UC en conclut que la structure vibrante SP se trouve dans son état normal - sinon, d'autres vibrations non définies sont également engendrées de sorte que l'unité de calcul UC détecte un état anormal de ladite structure vibrante SP. Ainsi, le dispositif 1 conforme à l'invention est en mesure de déterminer de façon efficace l'état (normal ou anormal) de ladite structure vibrante SP de l'aéronef à voilure tournante, lors de son fonctionnement. Dans un mode de réalisation préféré de l'invention, représenté partiellement sur la figure 2, ladite structure vibrante est un système de suspension SP d'une boîte de transmission BT, par exemple la boîte de transmission principale dudit aéronef. Ladite boîte de transmission BT est montée entre des moyens de propulsion et un rotor de sustentation non représentés dudit aéronef de façon sensiblement longitudinale à l'axe dudit rotor et est suspendue par rapport au fuselage F dudit aéronef. Ce système de suspension SP connu de type antivibratoire comporte - des pièces d'appui 5 réparties radialement autour de ladite boîte de transmission BT, dont les extrémités supérieures non représentées sont reliées à la partie supérieure également non représentée de la boîte de transmission BT et dont les extrémités inférieures 6 sont articulées sur des lames de suspension 7, par l'intermédiaire à chaque fois d'une articulation 8 - un moyen de suspension MS reliant la partie inférieure 9 de la boîte de transmission BT au fuselage F de l'aé ronef et comportant notamment lesdites lames de suspen sion 7 qui sont réparties radialement autour de ladite boîte de transmission BT dans un plan P (représenté sur les figures 3A à 3C) sensiblement orthogonal à l'axe du rotor, dont les extrémités 10 radialement internes sont fixées sur la partie inférieure 9 de ladite boîte de transmission BT, par l'intermédiaire de paliers de fixation lOA et dont les extrémités 11 radialement ex ternes sont articulées sur le fuselage F, par l'inter médiaire d'une articulation llA ; et - des moyens résonateurs 12 associés respectivement auxdites pièces d'appui 5, chacun desdits moyens réso nateurs 12 comportant un support de masse 13 qui est solidaire par l'une de ses extrémités 13A de la lame de suspension 7 reliée à la pièce d'appui associée 5, qui présente une direction longitudinale passant par l'axe du rotor, et qui est muni sur son autre extrémité 13B d'une masse battante MB. Un tel système de suspension SP est soumis à trois modes vibratoires principaux, à savoir le pompage F1, le roulis F2 et le tangage F3 représentés respectivement sur les figures 3A, 3B et 3C. Sur ces figures 3A à 3C, on a représenté schématiquement le plan P du moyen de suspension MS et les positions des lames de suspension 7, à la fois dans l'état 7A non contraint, en traits interrompus, c'est-à-dire dans le plan P ; et dans l'état 7B contraint, où elles sont soumises à l'un desdits modes vibratoires principaux F1, F2 et F3. De plus, on a illustré par zl, z2, z3 et z4, la distance à l'extrémité 10 desdites lames de suspension 7 entre l'état non contraint 7A et l'état contraint 7B, pour chacun desdits modes vibratoires. Le pompage F1 représenté sur la figure 3A correspond à une contrainte agissant orthogonalement au plan P de sorte que zl = z2 = z3 = z4 = Le roulis F2 représenté sur la figure 3B correspond à une contrainte autour d'un axe longitudinal A1 parallèle au plan P des sorte que -zl = z2 = z3 = -z4 = En outre, le tangage F3 représenté sur la figure 3C correspond à une contrainte autour d'un axe transversal A2 parallèle au plan P de sorte que zl = z2 = -z3 = -z4 = Y. Les paramètres a, ss et y précités représentent les niveaux respectifs en pompage, roulis et tangage dudit système de suspension SP. Selon l'invention, pour déterminer l'état dudit système de suspension SP, c'est-à-dire pour vérifier si le niveau vibratoire de ce dernier est dû uniquement aux trois modes principaux précités de pompage, roulis et tangage, ou non, on agence sur ledit système de suspension SP des capteurs C destinés à mesurer des valeurs Z1, Z2, Z3 et Z4 ou des valeurs représentatives de ces dernières. Ces valeurs Z1 à Z4 illustrent les déplacements des lames de suspension 7, dus, non pas à l'action d'un seul mode vibratoire F1, F2 ou F3 comme pour les valeurs zl à z4 précitées, mais à l'action simultanée de tous ces modes vibratoires F1 à F3. Ces capteurs C agencés pour mesurer directement ou indirectement lesdites valeurs Z1 à Z4 sont par conséquent montés, soit directement sur les lames de suspension 7, soit sur des éléments reliés à ces dernières et soumis aux mouvements de celles-ci. Selon l'invention, lesdits capteurs peuvent être réalisés et agencés de différentes façons. Comme on peut le voir sur la figure 2, on peut utiliser, pour chacune des valeurs Z1 à Z4 - un capteur C1 agencé sur la masse battante MB et sus ceptible de mesurer une accélération de cette der nière ; - un capteur C2 agencé sur la pièce d'appui 5 et suscep tible de mesurer une contrainte de traction compression - un capteur susceptible de mesurer une contrainte de flexion et comportant deux jauges de contrainte C3A et C3B qui sont agencées respectivement sur les faces ex ternes du support de masse 13 ; et/ou - un capteur susceptible de mesurer une contrainte de flexion et comprenant deux jauges de contrainte C4A et C4B qui sont agencées respectivement sur les faces ex ternes de la lame de suspension 7. Le dispositif 1 conforme à l'invention, tel que précité, est donc en mesure de déterminer tout état anormal dudit système de suspension SP. Un tel état anormal peut notamment avoir pour origine - une perte du couple de serrage d'un support de masse 13 - une fissure d'un support de masse 13 ou d'une lame de suspens ion 7 - une augmentation du jeu d'une articulation 8 d'une pièce d'appui 5 ; et/ou - une dégradation d'un élastomère d'une articulation llA ou 18 ou d'un palier de fixation 10A. REVENDICATIONS 1. Procédé pour déterminer l'état d'une structure vibrante (SP) d'un aéronef à voilure tournante, lors du fonctionnement de ce dernier, caractérisé en ce que a) on définit n modes vibratoires principaux de ladite structure vibrante (SP), n étant un entier supérieur ou égal à 1 b) on définit, sur ladite structure vibrante (SP), p para mètres vibratoires susceptibles d'être mesurés et per mettant d'estimer la réponse desdits n modes vibratoi res principaux, p étant un entier supérieur ou égal à n ; c) on détermine des valeurs estimées de chacun desdits p paramètres vibratoires d) on mesure, lors du fonctionnement dudit aéronef à voi lure tournante, les valeurs desdits p paramètres vibra toires e) à partir desdites valeurs estimées et desdites valeurs mesurées des p paramètres vibratoires, on calcule un coefficient de corrélation f) on compare ledit coefficient de corrélation à une gamme de valeurs prédéfinie ; et g) on déduit l'état de ladite structure vibrante (SP), à partir du résultat de cette comparaison. 2. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce que les opérations a) et b) sont réalisées dans une étape préliminaire, ainsi que la détermination des moyens nécessaires pour déterminer lesdites valeurs estimées, et en ce que les opérations restantes sont réalisées dans une étape ultérieure lors d'un fonctionnement dudit aéronef à voilure tournante. 3. Procédé selon l'une des revendications 1 ou 2, caractérisé en ce qu'au moins certains desdits paramètres vibratoires susceptibles d'être mesurés correspondant à au moins l'un des paramètres suivants : une vitesse, un déplacement, une force, une accélération et une contrainte. 4. Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que les valeurs mesurées et estimées desdits paramètres vibratoires sont des valeurs complexes. 5. Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que lesdites valeurs estimées des paramètres vibratoires sont des valeurs mesurées sur la structure vibrante (SP) lors d'un fonctionnement dudit aéronef à voilure tournante, pour un état normal de ladite structure vibrante (SP). 6. Procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 5, caractérisé en ce que ledit coefficient de corrélation correspond à la différence entre un premier terme obtenu à partir desdites valeurs estimées et un second terme obtenu à partir desdites valeurs mesurées. 7. Procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 5, caractérisé en ce que ledit coefficient de corrélation Q est calculé à partir de l'expression dans laquelle - les Umi, i variant de 1 à p, représentent les valeurs mesurées des paramètres vibratoires - les Uei, i variant de 1 à p, représentent les valeurs estimées des paramètres vibratoires ; et - Umi et Uei sont les complexes conjugués respectivement de Umi et Uei. 8. Procédé selon la revendication 7, caractérisé en ce que ladite gamme de valeurs prédéfinie est comprise entre 0,95 et 1. 9. Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que ladite structure vibrante est un système de suspension (SP) d'une boîte de transmission (BT) dudit aéronef à voilure tournante, ladite boîte de transmission (BT) étant montée entre des moyens de propulsion et un rotor de sustentation dudit aéronef de fa çon sensiblement longitudinale à l'axe dudit rotor et étant suspendue par rapport au fuselage (F) dudit aéronef, ledit système de suspension (SP) comportant - des pièces d'appui (5) réparties radialement autour de ladite boîte de transmission (BT), dont les extrémités supérieures sont reliées à la partie supérieure de la boîte de transmission (BT) et dont les extrémités infé rieures (6) sont articulées sur des lames de suspension (7) - un moyen de suspension (MS) reliant la partie infé rieure (9) de la boîte de transmission (BT) au fuselage (F) de l'aéronef et comportant notamment lesdites lames de suspension (7) ; et - des moyens résonateurs (12) associés respectivement auxdites pièces d'appui (5). 10. procédé selon la revendication 9, caractérisé en ce que l'on mesure au moins l'un desdits paramètres vibratoires sur au moins l'un des éléments suivants dudit système de suspension (SP) : une pièce d'appui (5), une lame de suspension (7), un support de masse (13) et une masse battante (MB) d'un moyen résonateur (12), ledit moyen résonateur (12) comprenant une masse battante (MB) reliée par l'intermédiaire d'un support de masse (13) à une lame de suspension (7). 11. Dispositif pour la mise en oeuvre du procédé spécifié sous l'une quelconque des revendications 1 à 10, caractérisé en ce qu'il comporte - des capteurs (C, C1, C2, C3A, C3B, C4A, C4B) agencés sur ladite structure vibrante (SP) et susceptibles de mesurer les valeurs desdits paramètres vibratoires ; et - une unité de calcul (UC) recevant les valeurs mesurées par lesdits capteurs (C, C1, C2, C3A, C3B, C4A, C4B) et déterminant, à partir de ces dernières et de valeurs estimées des paramètres vibratoires, l'état de ladite structure vibrante (SP). 12. Dispositif selon la revendication 11, destiné plus particulièrement à la mise en oeuvre du procédé spécifié sous l'une des revendications 9 ou 10, caractérisé en ce qu'il comporte, de plus, des moyens (2) qui filtrent les valeurs mesurées par lesdits capteurs (C, C1, C2, C3A, C3B, C4A, C4B), relativement à une fréquence bQ, b étant le nombre de pales du rotor de sustentation de l'aéronef à voilure tournante et Q sa vitesse de rotation.