FR 2960319 A1 20111125 FR 1053882 A 20100519 La présente invention concerne un procédé permettant d'augmenter la fiabilité des informations de vibrations fournies par des capteurs sur les vibrations subies par un aéronef en vol. Il est connu de disposer à bord des aéronefs des capteurs de vibrations tels que des accéléromètres. Un tel capteur est par exemple implanté au niveau d'un moteur de l'aéronef et les informations de vibrations qu'il fournit sont affichées sur un écran du cockpit par exemple sous la forme d'une valeur d'un niveau de vibrations. Cet affichage est particulièrement utile au pilote lorsque le moteur vibre anormalement. Toutefois, si le niveau de vibrations affiché à l'écran est plus élevé que la normale le pilote ne peut pas toujours confirmer s'il s'agit d'un niveau réel de vibrations du moteur. En raison de l'environnement vibratoire dans lequel se trouve le pilote (bruit ambiant, turbulences aérodynamiques, mouvements de l'avion...), ce dernier peut confirmer ressentir une vibration anormale alors que le niveau de vibrations réel du moteur est normal. La sensation du pilote peut ainsi être altérée par l'information affichée. Dans un tel cas, le pilote indiquera alors aux équipes de maintenance que le moteur vibre anormalement et celles-ci procèderont à des investigations longues et coûteuses en suivant ces indications. Toutefois, dans une telle situation le niveau de vibrations plus élevé que la normale qui est affiché à l'écran peut par exemple provenir du capteur lui-même. Les équipes de maintenance perdront alors un temps considérable avant d'identifier la source réelle de l'erreur. La Demanderesse s'est aperçue que, de façon générale, il pourrait être utile d'augmenter la fiabilité des informations de vibrations fournies par des capteurs de vibrations implantés dans une ou plusieurs zones d'un aéronef. A cet égard, l'invention propose un procédé pour augmenter la fiabilité d'informations de vibrations fournies par des capteurs sur les vibrations subies par un aéronef, caractérisé en ce que le procédé comprend : - l'obtention d'informations de vibrations à partir d'au moins deux capteurs de vibrations implantés dans au moins une zone d'un aéronef qui est susceptible de vibrer durant le vol de l'aéronef, - la comparaison entre les informations de vibrations respectives issues desdits au moins deux capteurs de vibrations, - en fonction du résultat de la comparaison , la détermination ou non d'une éventuelle défaillance dans la chaîne de traitement associée à l'un desdits au moins deux capteurs de vibrations, la chaîne de traitement allant du capteur à un système d'affichage du cockpit. Ainsi, les informations fournies par les différents capteurs de vibrations sont comparées entre elles, ce qui permet soit de déterminer une éventuelle défaillance associée à la chaîne de traitement d'un des capteurs soit d'augmenter la certitude que les vibrations détectées sont bien réelles. Le procédé selon l'invention peut être appliqué aux aéronefs existants comportant des capteurs déjà implantés sans avoir à remettre en cause l'implantation de tels capteurs. Les capteurs peuvent être implantés dans une seule zone qui est par exemple un moteur de l'aéronef ou dans deux zones distinctes. Dans ce dernier cas, l'une des zones est par exemple un moteur et l'autre est une zone différente du moteur ou bien les deux zones sont deux moteurs et par exemple deux moteurs symétriques l'un par rapport à l'autre. On notera que les informations de vibrations obtenues peuvent être affichées sur un des systèmes d'affichage du cockpit. Selon une caractéristique, le procédé comprend la détermination d'une défaillance dans la chaîne de traitement associée à l'un desdits au moins deux capteurs de vibrations lorsque les valeurs représentatives des informations de vibrations respectives issues desdits au moins deux capteurs de vibrations présentent entre elles un écart supérieur à un seuil prédéterminé. Cette comparaison entre les valeurs des informations de vibrations issues des capteurs pris deux à deux, permet de déterminer si une défaillance est intervenue dans la chaîne de traitement associée à l'un de ces capteurs en fonction de l'écart entre les valeurs comparées par rapport à un seuil prédéterminé. Si l'écart entre les valeurs est supérieur à ce seuil on peut en déduire que l'une des informations de vibration obtenues par l'un des capteurs est erronée. Selon une caractéristique, le procédé comprend : - l'obtention d'informations de vibrations à partir de plus de deux capteurs de vibrations implantés dans au moins une zone de l'aéronef, - la comparaison entre les informations de vibrations respectives issues desdits capteurs de vibrations pris deux par deux afin d'augmenter la fiabilité de la détermination d'une défaillance ou de la réalité des vibrations. L'utilisation de plus de deux capteurs de vibrations dans des zones différentes ou non de l'aéronef permet de déterminer la chaîne de traitement qui est affectée par une défaillance en comparant les résultats obtenus par les différents capteurs pris deux à deux. Selon une caractéristique, lesdits au moins deux capteurs de vibrations sont implantés dans une même zone de l'aéronef. Selon une caractéristique, lesdits au moins deux capteurs de vibrations sont implantés localement au même endroit de la zone et mesurent les vibrations suivant le même axe. Selon une caractéristique, les capteurs sont implantés le plus près possible l'un de l'autre, par exemple sur une même platine fixée sur un moteur et par exemple au plus près du centre de gravité de ce dernier. Les informations de vibrations fournies par ces capteurs sont corrélées afin de déterminer si l'écart entre les valeurs fournies est normal ou trop élevé. Selon une caractéristique, lesdits au moins deux capteurs de vibrations sont implantés dans des zones différentes de l'aéronef. A titre d'exemple, les capteurs sont implantés sur des moteurs différents de l'aéronef et par exemple sur deux moteurs symétriques l'un de l'autre. La comparaison entre les valeurs fournies par des capteurs implantés sur des moteurs symétriques est particulièrement utile pour déterminer la cohérence des valeurs fournies et une éventuelle défaillance d'une des chaînes de traitement associées aux capteurs. Selon une caractéristique, lesdits au moins deux capteurs de vibrations sont éloignés les uns des autres et/ou mesurent les vibrations suivant des axes différents. Cet agencement est envisageable que les capteurs soient implantés dans une même zone de l'aéronef ou dans des zones différentes. Selon une caractéristique, lesdits au moins deux capteurs de vibrations sont de types différents. Selon une caractéristique, le procédé comprend l'application d'une fonction de transfert corrigeant les informations de vibrations fournies par les capteurs. Dans le cas où les capteurs sont identiques et implantés localement au même endroit d'une même zone de l'aéronef et mesurent les vibrations suivant le même axe, cette fonction de transfert est unitaire. Une telle fonction de transfert dépend de la zone d'implantation du ou des capteurs au sens large et de la position du ou des points de mesure des vibrations, là où sont précisément situés le ou les capteurs. La détermination d'une telle fonction de transfert suppose la connaissance du comportement vibratoire de la structure. Cette connaissance peut être obtenue à partir d'une représentation modélisée de la structure et d'une validation de ce modèle par des tests/essais vibratoires. Selon une caractéristique, le procédé comprend l'obtention de la vitesse de rotation d'au moins un des rotors du ou des moteurs de l'aéronef aux fins d'utilisation de cette vitesse pour la comparaison des informations de vibrations. L'obtention de cette vitesse permet de filtrer le signal de vibration sur la fréquence de rotation du rotor du moteur, ce qui restreint le domaine sur lequel les informations de vibrations vont être corrélées. Ceci est en effet utile pour ne pas avoir à comparer les informations de vibrations sur tout le spectre vibratoire. Selon une caractéristique, en cas de détermination d'une défaillance, le procédé comprend l'élaboration d'un message de maintenance informant de la défaillance. Un tel message est par exemple envoyé à un calculateur embarqué affecté à la maintenance tel que le système de maintenance centralisé (CMS) de l'aéronef qui compile tous les messages dans un rapport disponible à bord et qui est également transmis au sol. Selon une autre caractéristique, en cas de détermination d'une défaillance, le procédé comprend l'affichage, sur le système d'affichage du cockpit, d'informations relatives à cette défaillance. Cet affichage permet d'informer l'équipage de la défaillance. L'affichage de ces informations peut être effectué en plus de l'élaboration d'un message de maintenance informant de la défaillance. L'invention a également pour objet un système pour augmenter la fiabilité d'informations de vibrations fournies par des capteurs sur les vibrations subies par un aéronef, caractérisé en ce que le système comprend : - au moins deux capteurs de vibrations implantés dans au moins une zone d'un aéronef qui est susceptible de vibrer durant le vol de l'aéronef, lesdits au moins deux capteurs fournissant chacun des informations de vibrations, - des moyens de comparaison entre les informations de vibrations respectives issues desdits au moins deux capteurs de vibrations, - des moyens de détermination qui sont aptes à déterminer, en fonction du résultat de la comparaison, une éventuelle défaillance dans la chaîne de traitement associée à l'un desdits au moins deux capteurs de vibrations, la chaîne de traitement allant du capteur à un système d'affichage du cockpit. Ce système comprend les mêmes avantages que ceux exposés ci-dessus à propos du procédé et ils ne seront donc pas répétés ici. L'invention a également pour objet un aéronef comprenant un système tel que brièvement exposé ci-dessus. D'autres caractéristiques et avantages apparaitront au cours de la description qui va suivre donnée à titre d'exemple non limitatif et faite en référence aux dessins annexés, sur lesquels : - la figure 1 est une vue schématique représentant un premier mode de réalisation d'un système selon l'invention ; - la figure 2 représente un algorithme de mise en oeuvre d'un procédé utilisé dans le système de la figure 1 ; - la figure 3 est une représentation schématique d'un deuxième mode de réalisation d'un système selon l'invention. Comme représenté à la figure 1 et désigné par la référence générale notée 10, un système selon un premier mode de réalisation de l'invention comprend plusieurs capteurs implantés dans une même zone d'un aéronef qui est ici par exemple un moteur. Les capteurs embarqués recueillent des informations sur les vibrations du moteur et les fournissent à une unité de traitement de données 12. Ces données sont traitées de façon à fournir des informations de vibrations exploitables pour l'équipage et sont transmises au cockpit, par exemple afin d'être affichées sur un système d'affichage 14. Plus particulièrement, le système 10 comprend deux capteurs 16 et 18 qui sont par exemple des accéléromètres. Ces accéléromètres fournissent des informations de vibrations sur les vibrations ressenties aux points de mesure où ils sont implantés (à partir des mesures d'accélération qu'ils effectuent lorsque les points où ils sont implantés sont soumis à des vibrations) et transmettent ces informations à l'unité 12. Les deux accéléromètres représentés sur la figure 1 sont par exemple implantés au même endroit du moteur et sont orientés suivant le même axe, permettant ainsi de mesurer des vibrations suivant cet axe identique. On notera toutefois que dans une variante les deux capteurs peuvent être disposés au même endroit mais orientés suivant des axes différents, voire selon une autre variante être éloignés loin de l'autre. On notera que l'unité de traitement de données 12 est par exemple un calculateur embarqué installé dans le moteur et constitue une unité de contrôle/suivi des vibrations du moteur. Deux autres capteurs 20 et 22 sont positionnés sur le moteur et, plus particulièrement, au niveau des deux rotors du moteur, à savoir, la soufflante et le compresseur haute pression. On notera que selon l'architecture du moteur plusieurs compresseurs peuvent être utilisés et un ou plusieurs capteurs supplémentaires analogues aux capteurs 20 et 22 peuvent être utilisés. Ces capteurs sont des capteurs de vitesse (tachymètres) qui sont chacun dédiés à un rotor et qui ont pour but de mesurer la vitesse angulaire du rotor. Les capteurs 20 et 22 fournissent ainsi respectivement les vitesses N1 et N2 et transmettent celles-ci à l'unité 12. Les capteurs 16 et 18 fournissent quant à eux des informations de vibrations en un point du moteur et l'unité 12 effectue un traitement des différentes données qui lui sont transmises. En particulier, l'unité 12 effectue un traitement du signal fourni par chaque capteur 16, 18 qui est un filtrage de ce signal sur chacune des fréquences N1 et N2 (fréquences ou vitesses de rotation de chaque rotor), permettant ainsi de calculer les vibrations de chaque rotor N1vib et N2vib pour le signal issu du capteur 16 et N1'vib et N2'vib pour le signal issu du capteur 18. Les valeurs d'amplitude des vibrations obtenues par l'unité 12 sont par exemple transférées au système d'affichage 14 du cockpit pour informer l'équipage en conséquence. L'amplitude des vibrations est exprimée en unité de cockpit (« cockpit unit » en terminologie anglosaxonne) notée CU, qui correspond à une échelle normalisée de 0 à 10 commune à un grand nombre d'aéronefs. La valeur réelle de l'accélération équivalente dépend d'un gain spécifique à chaque motorisation. Par exemple, une accélération de 1G peut valoir 3CU sur un type d'avion, et 5CU sur un autre type d'avion. Ce gain est calculé pour que le pilote ne soit pas perturbé lorsqu'il passe d'un avion à un autre (le niveau critique de vibrations correspond en général à 5CU, quel que soit l'avion). On notera que la plupart des aéronefs existants sont équipés de capteurs de vibrations répartis sur la structure de l'appareil, par exemple dans le but d'alimenter en données ou informations les calculateurs de commandes de vol. L'algorithme de la figure 2 illustre un procédé de fonctionnement du système de la figure 1, permettant d'augmenter la fiabilité des informations de vibrations qui sont fournies par les capteurs de vibrations embarqués. L'algorithme comporte une première étape S1 au cours de laquelle une première mesure de vibrations est effectuée par l'un des capteurs 16 et 18 de la figure 1. La mesure effectuée par ce capteur peut être directement affichée sur le système d'affichage 14 au cours d'une étape S2 afin d'informer l'équipage des vibrations subies par le moteur au point de mesure où est localisé le capteur. De la même façon, l'autre capteur fournit des mesures de vibrations au cours d'une étape S3 et ces valeurs sont également affichées sur le système 14 de la figure 1 au cours d'une étape S4. On notera que l'utilisation de plusieurs capteurs colocalisés ou à des endroits séparés permet d'enrichir la connaissance du comportement vibratoire de la zone concernée de l'aéronef. L'intérêt de disposer de deux capteurs colocalisés permet de 30 s'assurer de la cohérence des mesures effectuées par ces capteurs. Si l'un des capteurs se révèle défectueux, il y a en effet peu de raisons pour que l'autre le soit et les valeurs relatives fournies par ceux-ci permettront de s'apercevoir d'un dysfonctionnement. On notera toutefois que, de façon générale, les mesures provenant des capteurs 16 et 18 subissent une analyse de fréquence (par application d'une transformée de Fourrier rapide) et sont filtrées sur les fréquences de rotation des rotors fournies par les capteurs de vitesse 20 et 22 de la figure 1 (tachymètres) afin de focaliser la suite du traitement prévu par l'algorithme sur une plage restreinte du spectre. Le signal fréquentiel de chaque capteur est d'autant mieux connu que le moteur comprend de rotors et donc de zones fréquentielles analysées. L'application d'une transformée de Fourrier permet aussi de filtrer des bruits affectant le signal temporel. On peut choisir d'afficher également la valeur maximale des niveaux de vibrations (amplitudes) relevés par les capteurs avec ou sans filtrage. L'algorithme de la figure 2 comporte ensuite une étape S5 de corrélation des informations de vibrations précédemment obtenues. Plus particulièrement, cette étape réalise une comparaison entre les informations de vibrations fournies par le capteur 16 et les informations de vibrations fournies par le capteur 18, éventuellement après filtrage de celles-ci sur les fréquences N1 et N2 des rotors. On notera que la connaissance d'une seule fréquence de rotation de rotor est suffisante pour simplifier la corrélation entre les informations de vibrations. En pratique, les valeurs obtenues pour chacun des deux capteurs 16 et 18 sont comparées entre elles par rapport à un seuil prédéterminé afin de déterminer si l'écart entre ces valeurs est supérieur ou non à ce seuil. Il s'agit plus particulièrement d'une comparaison vectorielle où les vecteurs à comparer ont chacun pour composantes une amplitude et une phase. La comparaison peut se traduire par deux comparaisons, l'une pour l'amplitude et l'autre pour la phase. Une première comparaison est réalisée sur le rapport d'amplitude des accélérations fournies par chacun des deux capteurs. Si les deux chaines de mesure sont directement comparables, par exemple dans le cas où les deux capteurs sont implantés sur un point unique de l'aéronef, alors le seuil sera voisin de 1. Une seconde comparaison est réalisée sur la différence de phase entre les accélérations fournies par chacun des deux capteurs. Si les deux chaines de mesure sont directement comparables, par exemple dans le cas où les deux capteurs sont implantés sur un point unique de l'aéronef, alors le seuil sera voisin de O. Si l'écart relevé entre les valeurs est inférieur au seuil préalablement fixé cela signifie que les vibrations qui ont été mesurées sont très probablement des vibrations réellement subies par les zones concernées de l'aéronef (étape S6). Si, au contraire, l'écart entre les valeurs de vibrations est supérieur au seuil préalablement fixé, cela signifie qu'une défaillance est intervenue dans la chaîne de traitement associée à l'un des deux capteurs 16 et 18 de la figure 1. On notera que cette chaîne de traitement associée à chacun des capteurs s'étend du capteur concerné au cockpit. On notera que, dans le cas où l'amplitude et la phase sont comparées, le fait que l'une au moins des comparaisons effectuées fasse apparaître une incohérence est le signe d'une possible défaillance. La détermination d'une défaillance dans la chaîne de traitement associée à l'un des capteurs est décidée à l'étape S7 de l'algorithme. On notera que pour accroître d'avantage la fiabilité des informations de vibrations fournies par les deux capteurs un ou plusieurs capteurs de vibrations additionnels peuvent être agencés sur le moteur de la figure 1 afin de multiplier les corrélations et ainsi garantir la robustesse du procédé. Le procédé permettra ainsi de valider ou non une vibration importante relevée sur le moteur. En particulier, si au moins une autre corrélation confirme la vibration du moteur (cela se traduit par un écart entre la valeur relevée par l'un des capteurs 16 et 18 et celle relevée par un autre capteur placé à un autre endroit du moteur qui est supérieur au seuil prédéterminé mentionné ci-dessus), alors il est possible d'en déduire que la vibration du moteur est réelle. Si, au contraire, aucune autre corrélation entre les valeurs relevées par les capteurs 16 et 18 et un autre capteur ne confirme la vibration du moteur, alors il s'agit probablement d'une mesure défectueuse. On notera par ailleurs que, lorsque plus de deux capteurs sont utilisés, par exemple trois, on identifie la chaîne de traitement associée à l'un des capteurs qui est à l'origine de la défaillance en effectuant une succession de corrélation entre les niveaux de vibrations fournis par chacun des capteurs pris deux à deux. Ainsi, dans l'exemple où trois capteurs notés Cl, C2 et C3 sont utilisés, on effectue des comparaisons entre les valeurs relevées par le couple de capteurs Cl, C2, puis Cl, C3 et, en fonction des résultats obtenus, du couple C2, C3. Par exemple, si une incohérence (en amplitude ou en phase) entre les valeurs relevées par les capteurs Cl et C2 est constatée, de même qu'entre les capteurs Cl et C3, mais pas entre les capteurs C2 et C3, alors il peut être déduit que la chaîne de traitement associée au capteur Cl est à l'origine de l'anomalie. On orientera ainsi les équipes de maintenance vers cette chaîne de traitement plutôt que vers une analyse du moteur lui-même. En cas de détermination d'une défaillance, l'étape S7 est suivie d'une étape S8 qui prévoit d'élaborer un message de maintenance informant de la défaillance. Un tel message est par exemple transmis à un calculateur embarqué à bord de l'aéronef et qui est affecté à la maintenance tel que le calculateur dénommé Système de Maintenance Centralisé ou CMS. Ce calculateur ou système compile en effet tous les messages de maintenance élaborés à partir d'équipements embarqués à bord de l'aéronef et les rassemble dans un rapport qui est disponible à bord de l'aéronef. Ce rapport est par ailleurs également transmis au sol à destination des équipes de maintenance qui pourront intervenir lorsque l'avion se posera. Une étape S9 prévoit, en cas de détermination d'une défaillance, d'afficher des informations relatives à cette défaillance sur le système d'affichage du cockpit 14 de la figure 1 afin de prévenir l'équipage. Cette étape est toutefois optionnelle. On notera par ailleurs que d'autres systèmes pour informer/alerter l'équipage peuvent être envisagés tel qu'un système d'alerte audio. On notera que lorsque les capteurs de vibrations (par exemple les accéléromètres) sont identiques et colocalisés on peut directement comparer les valeurs qu'ils fournissent et qui sont généralement des tensions électriques exprimées en volt. Si, en revanche, on est amené à comparer les valeurs relevées par deux capteurs colocalisés mais qui sont de types différents, il faut alors prendre en compte le gain de chaque capteur avant de comparer entre elles les valeurs qu'ils fournissent (la fonction de transfert n'est alors pas unitaire). Le gain d'un capteur de vibrations tel qu'un accéléromètre est généralement défini par le rapport entre la vibration ou accélération mesurée en m/s-2 et la tension en volt relevée en sortie du capteur. Si on est amené à comparer les valeurs relevées par des capteurs identiques colocalisés mais qui ne sont pas colinéaires, c'est-à-dire qu'ils sont orientés suivant des axes différents, il convient également de considérer la fonction de transfert adaptée, en général non unitaire. De façon générale, une fonction de transfert est appliquée pour corréler des informations de vibrations fournies par des capteurs éloignés l'un de l'autre et/ou orientés suivant des axes différents et, également, lorsqu'il s'agit de capteurs de types différents. Une telle fonction de transfert dépend de l'implantation géométrique des capteurs (position et axe) et de la réponse de la structure de l'aéronef à l'excitation dynamique. Si la source de vibration est connue (fréquence, point d'application des efforts, et orientation des efforts), par exemple un balourd moteur, la réponse de la structure est alors prévisible grâce à la connaissance du comportement dynamique de l'aéronef. Dans un tel cas, la fonction de transfert entre les capteurs est déterminée à partir de la réponse dynamique théorique de l'aéronef. Par exemple, si les capteurs sont situés dans les zones qui sont supposées vibrer suivant des amplitudes différentes, on corrige leurs réponses en appliquant une fonction de transfert égale au rapport des amplitudes théoriques attendues avant de procéder à la comparaison des valeurs relevées par chacun d'eux. On notera également que lorsque l'on souhaite utiliser une information ou donnée fournie par un capteur il est nécessaire de bien connaître ce capteur, à savoir connaître l'orientation de son axe de mesure et le gain de ce capteur La figure 3 illustre un deuxième exemple de réalisation d'un système selon l'invention. Le système 30 de la figure 3 comprend plusieurs capteurs de vibrations implantés dans deux zones d'un aéronef qui sont représentées par deux moteurs R1 et R2. En particulier, les moteurs R1 et R2 sont symétriques l'un de l'autre par rapport au fuselage de l'aéronef. On notera que l'aéronef peut comporter plus de deux moteurs et le principe illustré sur la figure 3 peut par exemple être dupliqué sur deux autres moteurs. Dans l'exemple de réalisation de la figure 3, deux capteurs de vibrations 32 et 34 tels que des accéléromètres sont respectivement implantés sur les moteurs R1 et R2. On notera toutefois que chaque moteur peut comporter plus d'un capteur de vibrations comme décrit en référence à la figure 1. Tout comme pour l'agencement de la figure 1, le ou les capteurs sont placés sur chaque moteur par exemple près du centre de gravité de celui-ci. Un capteur de vitesse 36 est par exemple agencé sur l'un des rotors du moteur R1 et un capteur de vitesse 38 est également agencé sur l'un des rotors R2. Comme pour la figure 1, un tel capteur de vitesse permet d'obtenir la vitesse de rotation ou fréquence de rotation du rotor et donc de filtrer le signal de vibrations fourni par le capteur concerné suivant cette fréquence de rotation. On notera en outre que, comme pour le système de la figure 1, deux capteurs de vitesse peuvent être agencés sur chacun des moteurs R1 et R2 afin de mesurer les vitesses de rotation de chacun des rotors (dans la mesure où chaque moteur ne comporte que deux rotors). Si les moteurs R1 et R2 comportent, chacun plus de deux rotors, alors on peut envisager d'utiliser plus de deux capteurs de vitesse par moteur. Le système 30 comprend également une unité de traitement de données 40 recueillant les données fournies par les capteurs 32 et 36 implantés sur le moteur R1. L'unité 40 est analogue à l'unité 12 de surveillance ou de contrôle des vibrations de moteur de la figure 1. Tout comme l'unité 12, l'unité 40 traite les données fournies par les capteurs et transmet les informations de vibrations filtrées à une unité centrale de calcul ou calculateur 42. Le système 30 comprend également une autre unité de traitement de données 44 identique à l'unité 40 et qui recueille les données provenant des 20 capteurs 34 et 38 implantés sur le moteur d'aéronef R2. De la même façon, les données sont traitées par l'unité 44 et les informations de vibrations filtrées sont ensuite transmises à l'unité 42. L'unité de calcul 42 effectue la corrélation entre les informations de vibrations fournies par les capteurs implantés sur chacun des moteurs. 25 Comme illustré par l'étape S5 de la figure 2, l'unité de calcul 42 procède à la comparaison entre l'écart déterminé entre les niveaux de vibrations mesurés par les capteurs respectifs 32 et 34 et un seuil prédéterminé (identique au seuil décrit en référence à la figure 1). De façon identique à ce qui a été décrit en référence à l'algorithme 30 de la figure 2, la comparaison entre les informations de vibrations fournies par les deux capteurs conduit, soit à la probable confirmation de la réalité des vibrations du moteur (étape S6), soit à la détermination d'une défaillance à la chaîne de traitement associée à l'un des capteurs (étape S7). L'agencement du système de la figure 3 s'appuie sur la connaissance du comportement vibratoire de l'aéronef pour corréler entre elles les informations de vibrations de la façon la plus appropriée qui soit. Ainsi, l'unité de calcul 42 confirme/vérifie la réalité des vibrations subies par l'un des moteurs de l'aéronef en observant le comportement vibratoire du moteur symétrique ou détermine une défaillance dans la chaîne de traitement associée à l'un des capteurs. On notera que si uniquement deux capteurs de vibrations, tels que les capteurs 32 et 34, sont utilisés, alors en cas d'anomalie constatée par l'unité de calcul 42, il n'est pas possible de savoir quelle chaîne de traitement de capteur est affectée par une défaillance. Pour lever l'ambiguïté, il conviendrait de disposer de plus de deux capteurs et de comparer les niveaux de vibrations fournis par ces capteurs pris deux à deux. A titre d'exemple, on peut installer plusieurs capteurs sur le même moteur et procéder comme indiqué en référence à la figure 1 afin de déterminer la cohérence entre les valeurs fournies par ces capteurs. Si une incohérence (en amplitude ou en phase) est constatée, cela signifie non pas que le moteur vibre anormalement mais que la mesure fournie par l'un des capteurs est erronée (problème de calculateur ou de capteur). On notera que si l'on dispose de plus de deux capteurs sur le moteur et, par exemple trois capteurs, il est possible de s'assurer de la réalité de la vibration ou de la défaillance d'une des chaînes de traitement associée à l'un des capteurs. Dans ces conditions, on vérifie la cohérence des valeurs relevées par les capteurs installés sur le moteur R1 avec les capteurs installés sur le moteur symétrique R2. En cas d'incohérence relevée, on peut en déduire que l'une des mesures relevées par l'un des capteurs est faussée et il est même possible, selon le nombre de capteurs dont on a corrélé les informations, d'identifier le capteur et la chaîne de traitement associée concernée. Il est également envisageable de vérifier la cohérence des valeurs relevées par des capteurs installés sur les deux moteurs avec des capteurs installés sur d'autres zones de l'aéronef pour renforcer la fiabilité de la vérification. Si le degré de confiance ou la fiabilité du procédé est très élevé (ce degré de confiance ou cette fiabilité sont d'autant plus élevés que plusieurs corrélations redondantes fournissent des résultats cohérents permettant de valider une des options, à savoir une défaillance ou des vibrations réelles), il est alors envisageable d'invalider les vibrations affichées au cockpit, par exemple sur le système d'affichage 46 du cockpit de la figure 3, en déclarant la mesure de vibrations inopérante dans la mesure où elle a été jugée erronée grâce à l'invention. Le pilote constatera alors qu'il ne dispose plus d'informations de vibrations sur le moteur en question, ce qui aura moins de conséquences opérationnelles que de disposer de vibrations anormales sur un moteur. REVENDICATIONS1. Procédé pour augmenter la fiabilité d'informations de vibrations fournies par des capteurs sur les vibrations subies par un aéronef, caractérisé en ce que le procédé comprend : - l'obtention (S1, S3) d'informations de vibrations à partir d'au moins deux capteurs de vibrations (16, 18) implantés dans au moins une zone d'un aéronef qui est susceptible de vibrer durant le vol de l'aéronef, - la comparaison (S5) entre les informations de vibrations respectives issues desdits au moins deux capteurs de vibrations, - en fonction du résultat de la comparaison, la détermination (S7) ou non d'une éventuelle défaillance dans la chaîne de traitement associée à l'un desdits au moins deux capteurs de vibrations, la chaîne de traitement allant du capteur à un système d'affichage du cockpit. 2. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce qu'il comprend la détermination d'une défaillance dans la chaîne de traitement associée à l'un desdits au moins deux capteurs de vibrations lorsque les valeurs représentatives des informations de vibrations respectives issues desdits au moins deux capteurs de vibrations présentent entre elles un écart supérieur à un seuil prédéterminé. 3. Procédé selon la revendication 1 ou 2, caractérisé en ce qu'il comprend : - l'obtention d'informations de vibrations à partir de plus de deux capteurs de vibrations implantés dans au moins une zone de l'aéronef, - la comparaison entre les informations de vibrations respectives issues desdits capteurs de vibrations pris deux par deux afin d'augmenter la fiabilité de la détermination d'une défaillance ou de la réalité des vibrations. 4. Procédé selon l'une des revendications 1 à 3, caractérisé en ce que lesdits au moins deux capteurs de vibrations sont éloignés les uns des autres et/ou mesurent les vibrations suivant des axes différents. 5. Procédé selon l'une des revendications 1 à 4, caractérisé en ce que lesdits au moins deux capteurs de vibrations (32, 34) sont implantés dans des zones différentes (R1, R2) de l'aéronef. 6. Procédé selon l'une des revendications 1 à 4, caractérisé en ce que lesdits au moins deux capteurs de vibrations sont implantés dans une même zone de l'aéronef. 7. Procédé selon la revendication 6, caractérisé en ce que lesdits au moins deux capteurs de vibrations sont implantés localement au même endroit de la zone et mesurent les vibrations suivant le même axe. 8. Procédé selon l'une des revendications 1 à 7, caractérisé en ce qu'au moins une zone de l'aéronef est un moteur de l'aéronef. 9. Procédé selon la revendication 5, caractérisé en ce que les zones différentes de l'aéronef sont deux moteurs (R1, R2) de l'aéronef symétriques l'un par rapport à l'autre. 10. Procédé selon la revendication 8 ou 9, caractérisé en ce qu'il comprend l'obtention de la vitesse de rotation d'au moins un des rotors du ou des moteurs de l'aéronef aux fins d'utilisation de cette vitesse pour la comparaison des informations de vibrations. 11. Procédé selon l'une des revendications 1 à 10, caractérisé en ce que le procédé comprend l'application d'une fonction de transfert corrigeant les informations de vibrations fournies par les capteurs 12. Procédé selon l'une des revendications 1 à 11, caractérisé en ce qu'en cas de détermination d'une défaillance le procédé comprend l'élaboration d'un message de maintenance (S8) informant de la défaillance et/ou l'affichage (S9) d'informations relatives à cette défaillance sur le système d'affichage du cockpit. 13. Système (10) pour augmenter la fiabilité d'informations de vibrations fournies par des capteurs sur les vibrations subies par un aéronef, caractérisé en ce que le système comprend : - au moins deux capteurs de vibrations (16, 18) implantés dans au moins une zone d'un aéronef qui est susceptible de vibrer durant le vol de l'aéronef, lesdits au moins deux capteurs fournissant chacun des informations de vibrations, - des moyens (12) de comparaison entre les informations de vibrations respectives issues desdits au moins deux capteurs de vibrations, - des moyens (12) de détermination qui sont aptes à déterminer, en fonction du résultat de la comparaison, une éventuelle défaillance dans la chaîne de traitement associée à l'un desdits au moins deux capteurs de vibrations, la chaîne de traitement allant du capteur à un système d'affichage du cockpit. 14. Aéronef, caractérisé en ce qu'il comprend un système (10) selon la revendication 13.