FR 2950429 A1 20110325 FR 0956615 A 20090924 Dispositif de mesure d'un torseur des efforts et des moments générés par un ensemble propulsif d'aéronef La présente invention concerne un dispositif de mesure d'un torseur complet des actions mécaniques incluant les efforts ainsi que les moments générés par un ensemble propulsif d'aéronef. Un tel dispositif de mesure des efforts est particulièrement destiné au domaine de l'aéronautique pour déterminer le plus précisément possible les efforts et moments générés par le moteur afin de déterminer la poussée de ceux-ci ainsi que les autres efforts et moments induits par le fonctionnement du moteur. Sur les aéronefs existants, les moteurs sont soit suspendus en dessous de la voilure par une structure d'accrochage, soit accrochés latéralement à un mât fixé sur le fuselage. Cette structure d'accrochage est également appelée mât d'accrochage ou pylône. De façon connue, ce pylône présente une structure primaire, rigide formant un caisson, c'est-à-dire constituée par l'assemblage de longerons raccordés entre eux par une pluralité de nervures transversales. La liaison structurale entre le moteur et la structure du pylône est réalisée généralement par une attache avant disposée à la pointe d'une pyramide, une attache arrière et un dispositif de reprise des efforts muni de bielles latérales de reprises. La pyramide permet l'avancée du moteur par rapport à l'aile de l'avion. Cette structure d'accrochage a donc pour fonction principale d'accrocher le moteur par rapport un élément de voilure ou de fuselage tout en permettant une reprise des efforts de poussée. Dans le cadre d'un banc d'essais en vol, appelé également en anglais « Flying Test Bed », il est connu d'instrumenter cette structure d'accrochage pour mesurer la poussée du moteur. Plus précisément, les bielles du dispositif d'accrochage entre le moteur et le mât sont équipées de jauges de contraintes pour mesurer un effort généré par le moteur en fonctionnement et transmis au système de mesure par l'intermédiaire de ces bielles. Des capteurs de mesure du déplacement sont donc disposés entre le moteur et le pylône. L'ensemble des attaches moteur, doit en principe assurer un montage isostatique, ce qui permet d'éviter les précontraintes. En raison du faible espace disponible pour les attaches moteur, les éléments de liaison tels que des bielles sont généralement de faible longueur tout en étant fortement chargés. Une partie importante des efforts est donc dissipée en frottements qui rendent ainsi les mesures des efforts peu précises. Par ailleurs, les jauges de contraintes sont montées dans des bielles qui sont très proches du moteur, et sont portées de ce fait à une température élevée. Or les jauges de contraintes utilisées ont généralement une tolérance thermique limitée à 180°, le fait d'évoluer dans un environnement thermique relativement hostile réduit fortement leur durée de vie. En outre les effets thermiques malgré les différentes techniques de compensation induisent une perte de précision des mesures. La présente invention propose un dispositif de mesure d'un torseur complet des efforts (les efforts selon les trois axes) ainsi que les moments généré par un ensemble propulsif d'aéronef. On entend par ensemble propulsif, un ensemble comprenant le moteur, sa nacelle, ainsi que les systèmes associés tels que le système de refroidissement d'huile qui peuvent être installés soit sur l'une de ces deux parties soit sur le pylône. Pour ce faire, ce dispositif comporte une nouvelle forme de pylône qui traverse transversalement le fuselage, cette structure d'accrochage exerce la fonction d'un bras de levier dont une extrémité de la partie se trouvant à l'extérieur de l'aéronef est reliée à un ensemble propulsif et une partie se trouvant à l'intérieur de l'aéronef est reliée de manière isostatique à des éléments de structure de l'aéronef tels que le fuselage ou le plancher par l'intermédiaire des éléments de liaison. Le principe de l'invention est d'installer des capteurs de mesures sur ces éléments de liaison. Ainsi cette configuration qui autorise l'implémentation d'une interface isostatique entre le pylône et les éléments de la structure de l'aéronef par le biais des éléments de liaison permet de reconstituer ainsi le torseur complet des efforts et des moments générés par l'ensemble propulsif ainsi que le pylône. Le dispositif de mesure proposé dans la présente invention permet également par cette nouvelle forme de structure d'accrochage d'éloigner les jauges de contraintes de la zone de moteur, et de les placer dans un environnement thermique tempéré et plus stable pour leur fonctionnement. Il n'est plus nécessaire de réaliser une compensation thermique pour prendre en compte les effets dus aux déformations thermiques. Ceci permet de réduire de manière conséquente les erreurs induites par les phénomènes thermiques. En outre, le fait d'installer ces éléments de liaison à l'intérieur de l'aéronef autorise l'usage des éléments de liaison de longueur plus importante qu'au niveau des attaches moteur, permettant ainsi d'améliorer la précision de mesure. L'utilisation des éléments de liaison longs permet de réduire fortement les chemins d'efforts parasites mais ne permet pas de les supprimer totalement, la précision de mesure peut être améliorée en introduisant sur les éléments de liaison une mesure du moment généré dans l'élément de liaison dû aux effets de friction au niveau des différentes jonctions. La mesure du moment étant ensuite utilisée afin de caractériser les chemins d'efforts parasites. Au cours du vol, l'aéronef étant soumis à des variations d'accélérations ainsi qu'à des changements d'attitude induisant des perturbations importantes sur la mesure. Le vecteur d'accélération est composé d'une part par la gravitée et d'autre part par les autres forces agissant sur l'aéronef. La mesure du vecteur d'accélération est liée à la connaissance de la masse de l'ensemble suspendu aux éléments de liaison. La mesure des efforts dans ces éléments de liaison simultanément à la mesure du vecteur d'accélération permet de corriger la mesure du torseur des efforts des effets liés à l'accélération afin d'obtenir la mesure des efforts induits par le fonctionnement de l'ensemble propulsif, notamment les efforts de poussée dans l'axe des principal de l'ensemble propulsif ainsi que les autres efforts et les moments générés par l'ensemble propulsif. De ce fait, le dispositif de mesure permet d'augmenter la précision de la mesure lors de phases stabilisées de l'avion et permettre une mesure lors de phases non stabilisées. De préférence, cette mesure des trois axes du vecteur d'accélération est effectuée proche du centre de gravitée de l'ensemble suspendu et elle doit être effectuée simultanément avec la mesure des efforts. On entend ici par l'ensemble suspendu, l'ensemble propulsif et le pylône. L'objet de l'invention est donc de réaliser un dispositif de mesure d'un torseur des efforts et des moments générés par un ensemble propulsif d'aéronef, ledit dispositif comprenant une structure d'accrochage apte à supporter au moins un ensemble propulsif. Selon l'invention, cette structure d'accrochage traverse le fuselage transversalement par rapport à l'axe principal du fuselage de l'aéronef via une ouverture, ladite structure ayant au moins une première partie (AC) se trouvant à l'extérieur de l'aéronef reliée à un ensemble propulsif, et une seconde partie (CB) se trouvant à l'intérieur de l'aéronef reliée à des éléments de structure de l'aéronef via un ensemble isostatique d'éléments de liaison de manière à reprendre les six degrés de liberté, des moyens de mesure étant intégrés sur lesdits éléments pour reconstituer ledit torseur. Selon une forme de réalisation de l'invention, la structure d'accrochage est reliée aux éléments de structure de l'aéronef par un ensemble de six bielles. Selon une forme de réalisation de l'invention, la structure d'accrochage est reliée à des cadres du fuselage de l'aéronef. Selon une autre forme de réalisation de l'invention, la structure d'accrochage est reliée au plancher de l'aéronef par l'intermédiaire d'une structure de renfort. Avantageusement, la structure d'accrochage est reliée à l'aéronef par l'intermédiaire d'un ensemble de liaisons de secours de manière à créer une redondance de chemins d'efforts, cet ensemble de liaison de secours étant configuré de sorte que les chemins des efforts de secours ne sont normalement pas en contact. Cette liaison de secours comprend au moins une saillie ou un logement disposé sur les éléments de structure de l'aéronef, la structure d'accrochage comprend au moins un logement ou une saillie correspondant, lesdites saillies et lesdits creux correspondants coopérant ensemble de sorte que la saillie n'est jamais en contact avec les parois du logement lorsque la liaison principale entre la structure d'accrochage et les éléments de structure de l'aéronef est dans son domaine de fonctionnement opérationnel. Selon une forme de réalisation de l'invention, les extrémités des éléments de liaison sont munies de rotules pour assurer la liaison avec les éléments de structure de l'aéronef. Selon une forme de réalisation de l'invention, les moyens de mesure sont des jauges de contrainte qui mesurent les efforts dans l'axe principal de l'ensemble propulsif. Selon une forme de réalisation de l'invention, au moins un des éléments de liaison reliant la structure d'accrochage à l'aéronef dispose d'un moyen de mesure du moment de flexion généré dans les éléments de liaison. Selon une forme de réalisation de l'invention, le moyen de mesure du moment est constitué d'au moins deux jauges de contraintes. Avantageusement, le dispositif de mesure comporte un accéléromètre apte à réaliser la mesure du vecteur d'accélération. De préférence, cet accéléromètre est positionné de manière à être proche du centre de gravité de l'ensemble suspendu. Dans différents modes de réalisation possibles, l'invention est décrite plus en détails en référence aux dessins annexés dans lesquels : - la figure 1 représente schématiquement un aéronef muni d'un dispositif de mesure d'un torseur des efforts et des moments générés par un ensemble propulsif selon l'invention ; - la figure 2 est une vue schématique en coupe d'une forme de réalisation du dispositif de mesure supportant un seul ensemble propulsif, ledit dispositif comportant une structure d'accrochage reliée à des éléments de structure du fuselage par l'intermédiaire de six bielles; - la figure 3 est une vue schématique en coupe d'une seconde forme de réalisation du dispositif de mesure dans laquelle la structure d'accrochage est reliée au plancher via une structure de renfort ; - la figure 4 est une vue agrandie de la zone (C) représentant la structure d'accrochage du dispositif de mesure représenté sur les figures 2 et 3 traversant le fuselage ; - la figure 5 est une vue en coupe de la figure 4 selon le plan de coupe H; - la figure 6A est une vue agrandie de la zone (B) représentant l'extrémité de la partie de la structure d'accrochage se trouvant à l'intérieur de l'aéronef, reliée au cadre du fuselage, la figure 6B représente une vue de coupe de la figure 6A selon un plan de coupe F et la figure 6C une vue de coupe de la figure 6B selon un plan de coupe G. La Figure 1 représente schématiquement un avion 1 muni d'un dispositif de mesure 2 d'un torseur des efforts et des moments générés par un ensemble propulsif 3 selon l'invention. Ce dispositif peut être mis en oeuvre lors d'un vol d'essai de l'avion ou lorsque l'avion est au sol. Cet avion est équipé de quatre moteurs 301, 302, 303 et 304 qui sont suspendus sous la voilure de l'avion. En plus de ces quatre moteurs pour assurer le vol de l'avion, ce dernier comporte ici à titre d'exemple un ensemble propulsif supplémentaire comprenant un moteur, sa nacelle, ainsi que les systèmes qui sont installés sur l'une de ces deux parties ou sur le pylône associé. La Figure 2 représente une forme de réalisation du dispositif de mesure, et plus précisément son agencement par rapport à un avion. Il comprend une structure d'accrochage 5 ayant une partie (AC) se trouvant à l'extérieur de l'avion et une partie (CB) se trouvant à l'intérieur de l'avion. L'extrémité référencée A de la partie extérieure est reliée à un ensemble propulsif 3. Cette structure traverse le fuselage au point C via une ouverture pratiquée dans la peau du fuselage 4, la structure étant disposée transversalement par rapport à l'axe longitudinal du fuselage (OX) qui est également l'axe longitudinal du moteur. L'extrémité opposée de la structure 5 référencée B est reliée à un élément de structure du fuselage. Pour analyser les efforts transmis par le dispositif de mesure, on affecte à l'ensemble propulsif un repère orthonormé (OXYZ), dans lequel l'axe OX, dirigé vers l'avant, est orienté selon l'axe longitudinal du moteur, l'axe OY est orienté latéralement dans un plan horizontal et l'axe OZ est orienté verticalement vers le haut. Par rapport à ce repère, les efforts de poussée du moteur 3 sont orientés selon l'axe OX. Selon l'invention, cette structure d'accrochage 5 du dispositif de mesure qui est interposée entre le moteur 3 et le fuselage joue le rôle du pylône. Contrairement au pylône conventionnel qui se situe dans un espace très réduit entre le moteur et la voilure, la structure d'accrochage illustrée sur la figure 2 traversent transversalement le fuselage au point C, ayant une partie (AC) située à l'extérieur de l'aéronef et une autre partie (CB) située à l'intérieur de l'aéronef. L'extrémité de la partie (AC) supporte un ensemble propulsif 3. Selon une forme alternative de réalisation de l'invention non illustrée, la structure d'accrochage peut comporter deux parties situées à l'extérieur de l'aéronef agencées de part et d'autre de l'aéronef dont chacune des extrémités supporte un ensemble propulsif et une partie centrale située à l'intérieur de l'aéronef. La partie (CB) qui se trouve à l'intérieur de l'aéronef est reliée à des éléments de structure de l'aéronef par l'intermédiaire d'un ensemble isostatique d'éléments de liaison. Le principe du dispositif de mesure de l'invention est donc d'instrumenter ces éléments de reprise d'efforts pour reconstituer le torseur des efforts et des moments. On entend par l'expression "instrumenter la bielle", le montage d'un capteur de mesure de déformation tel qu'une jauge de contrainte. Selon cette première forme de réalisation, ces éléments de reprise des efforts sont constitués ici par un ensemble de 6 bielles reprenant chacune un degré de liberté. La mesure est effectuée par le biais de chacune de ces bielles. La figure 2 montre qu'une partie de la structure d'accrochage est reliée respectivement à des éléments de renforts 6, 7, 40 du fuselage par des bielles 9, 10, 12. Ces éléments de renforts 6, 7, 40 sont fixés sur le fuselage par des fixations mécaniques connues telles que des clips de maintien et au plancher 8 de l'avion. L'extrémité B de la structure d'accrochage 5 est reliée au fuselage par une attache de type bielle 11 telle qu'illustrée sur la figure 2. Le point C de la structure est relié également par l'intermédiaire de deux bielles dont la description plus détaillée sera donnée en référence aux figures 4 et 5. La Figure 3 montre une forme alternative de réalisation de l'invention pour la liaison de la structure d'accrochage 5 à l'aéronef dans laquelle les six bielles sont reliées au plancher 8 de l'aéronef par l'intermédiaire d'une structure de renfort 48. La Figure 3 montre uniquement à titre d'illustration la liaison de trois des six bielles 45, 46, 47 au plancher. Les figures 4 et 5 illustrent plus en détail la structure et l'agencement du point de liaison C de la structure d'accrochage 5 par rapport au fuselage. Le point C de la structure d'accrochage 5 est relié au fuselage par l'intermédiaire d'un cadre de renfort 13. Une ouverture est donc réalisée au niveau de la peau du fuselage pour accueillir ce cadre de renfort 13. Ce cadre 13 qui est typiquement riveté à la peau du fuselage, doit également résister aux contraintes mécaniques telles que les charges dues à la flexion du fuselage. En particulier ce cadre de renfort 13 est fixé sur le fuselage ainsi que sur une traverse 6 du fuselage. La figure 5 représente une vue en coupe selon le plan H d'un tel cadre de renfort 13 destiné à être monté sur la peau du fuselage (non représentée) relié à la structure. La liaison entre la structure 5 et le cadre 13 est réalisée au moyen de deux bielles 14, 15 agencées entre le cadre de renfort 13 et la structure d'accrochage 5. Compte tenu de sa fonction vitale dans la fonction d'accrochage, la structure 5 est reliée à l'aéronef d'un second ensemble de liaisons de secours apte à créer un second chemin pour acheminer l'effort. De cette façon lorsque les bielles de la liaison principale ne peuvent plus assurer leur fonction dans le domaine de fonctionnement opérationnel, les bielles des liaisons de secours les remplacent. Un exemple de liaison de secours est illustré sur la figure 5, cette liaison de secours est interposée entre le cadre 13 et la structure d'accrochage 5. Cette liaison de secours comporte trois logements 16, 18, 20 disposés sur les côtés longitudinaux du cadre 13 selon l'axe (OX) et le côté vertical du cadre selon l'axe (OZ). La structure d'accrochage comporte trois saillies 17, 19, 21 correspondantes qui pénètrent avec jeu dans les logements. Plus précisément, il existe entre les parois circonférentielles des saillies 17, 19, 21 et des logements 16, 18, 20 un jeu tel que les parois ne viennent jamais en contact l'une avec l'autre lorsque la liaison principale est opérationnelle, à savoir les bielles 14, 15 de la liaison principale. Ainsi cette liaison de secours permet de prendre le relais de la liaison principale lorsque par exemple l'une des bielles de la liaison est en rupture ou lorsque la liaison principale n'est plus dans son domaine de fonctionnement opérationnel. Cette liaison de secours peut également être calibrée de sorte qu'elle exerce la fonction de limiteur de manière à limiter le fonctionnement des bielles uniquement dans une plage de mesures déterminée. A titre d'exemple, il est possible par exemple de limiter le fonctionnement des bielles 14, 15 uniquement lorsque l'avion qui effectue le vol d'essai est en régime croisière. Les figures 6A, 6B et 6C illustrent plus en détail la liaison entre l'extrémité 11 de la structure d'accrochage et le fuselage. Plus précisément, comme l'illustre la figure 6B par une vue en coupe selon un plan de coupe F de la figure 6A, la bielle 22 qui assure cette liaison est agencée entre deux éléments d'arrêts 33, 34 pour limiter le déplacement de l'extrémité selon l'axe longitudinal (OX). L'extrémité 11 de l'arbre peut donc articuler entre les deux éléments d'arrêts 33, 34 par l'intermédiaire de la bielle 22. Cette bielle est également instrumentée pour les mesures des efforts. La figure 6C représente une vue en coupe selon un plan de coupe G de la figure 6B la fixation de cette bielle 22 au fuselage. La bielle est reliée à une pièce de fixation 35 par l'intermédiaire de deux axes 41, 42. Cette bielle peut articuler à ses deux extrémités. La pièce de fixation est solidarisée sur le fuselage par des fixations mécaniques connues.20 REVENDICATIONS1. Dispositif de mesure d'un torseur des efforts et des moments (2) générés par un ensemble propulsif d'aéronef (1), ledit dispositif comprenant une structure d'accrochage (5) apte à supporter au moins un ensemble propulsif (3), caractérisé en ce que cette structure d'accrochage (5) traverse le fuselage transversalement par rapport à l'axe principal du fuselage de l'aéronef via une ouverture, ladite structure ayant au moins une première partie (AC) se trouvant à l'extérieur de l'aéronef reliée à un ensemble propulsif, et une seconde partie (CB) se trouvant à l'intérieur de l'aéronef reliée à des éléments de structure de l'aéronef via un ensemble isostatique d'éléments de liaison (9, 10, 12, 14, 15, 22) de manière à reprendre les six degrés de liberté, des moyens de mesure étant intégrés sur lesdits éléments de liaison pour reconstituer ledit torseur. 2. Dispositif selon la revendication 1, caractérisé en ce que lesdits éléments de liaison sont constitués par un ensemble de six bielles (9, 10, 12, 14, 15, 22). 3. Dispositif selon la revendication 1 ou 2, caractérisé en ce que la structure d'accrochage (5) est reliée à des cadres du fuselage de l'aéronef. 4. Dispositif selon la revendication 1 ou 2, caractérisé en ce que la structure d'accrochage (5) est reliée au plancher (8) de l'aéronef par l'intermédiaire d'une structure de renfort (48). 5. Dispositif selon l'une des revendications 1 à 4, caractérisé en ce que la structure d'accrochage (5) est reliée à l'aéronef par l'intermédiaire d'un ensemble de liaisons de secours de manière à créer une redondance de chemins des efforts, cet ensemble de liaison de secours étant configuré de sorte que les chemins des efforts ne sont pas en contact. 6. Dispositif selon la revendication 5, caractérisé en ce que la liaison de secours comprend au moins une saillie (17, 19, 21) ou un logement (16, 18, 20) disposé sur les éléments de structure de l'aéronef, la structured'accrochage comprend au moins un logement ou une saillie correspondant, lesdites saillies et lesdits creux correspondants coopérant ensemble de sorte que la saillie n'est jamais en contact avec les parois du logement lorsque la liaison principale entre la structure d'accrochage et les éléments de structure de l'aéronef est dans son domaine de fonctionnement opérationnel. 7. Dispositif selon l'une quelconque des revendications 1 à 6, caractérisé en ce que les extrémités des éléments de liaison sont munies de rotules. 8. Dispositif selon l'une quelconque des revendications 1 à 7, caractérisé en ce que le moyen de mesure intégré sur au moins un des éléments de liaison reliant la structure d'accrochage à l'aéronef est constitué d'au moins une jauge de contrainte qui mesure les efforts dans l'axe principal de l'ensemble propulsif. 9. Dispositif selon l'une quelconque des revendications 1 à 8, caractérisé en ce qu'au moins un des éléments de liaison reliant la structure d'accrochage à l'aéronef dispose d'un moyen de mesure du moment de flexion généré dans ledit élément de liaison. 10. Dispositif selon l'une quelconque des revendications 1 à 9, caractérisé en ce que le moyen de mesure du moment généré dans ledit élément de liaison est constitué d'au moins deux jauges de contraintes. 30