FR 2960297 A1 20111125 FR 1053888 A 20100519 SYSTEME DE DETECTION DE PARTICULES DE TYPE CENDRES VOLCANIQUES UTILISE DANS UN AVION L'invention concerne un système de détection de particules présentes dans l'air traversé par un avion au cours d'un vol. L'invention porte plus particulièrement sur un système de détection de particules telles que des cendres volcaniques. L'invention concerne également un carter de turbomachine et une turbomachine intégrant un tel système de détection. La pollution volcanique est faite par des particules de lave de très petites dimensions allant de quelques microns à des particules de plus grande taille de l'ordre du dixième de millimètre. Ces particules sont constituées d'au moins 80% de silice, matériau fortement abrasif, et de composés soufrés. Les particules de faible taille se retrouvent en suspension dans l'atmosphère à des altitudes correspondant au vol des avions et se déplacent sur des milliers de kilomètres. Les dégâts que peuvent rencontrer les turbomachines en traversant de tels nuages sont de différentes natures. La silice fortement abrasive peut tout d'abord entraîner l'érosion 20 des aubages de la veine compresseur susceptible de conduire à une réduction d'opérabilité du moteur. En outre, la fusion des particules à la traversée de la chambre de combustion est suivie de la resolidification de la silice sous forme de verre. Ce verre peut se déposer sur les aubages des distributeurs de la turbine 25 Haute Pression, dégradant ainsi sa capacité de débit et sa tenue thermique dans le temps. L'obstruction de la section de passage remonte la ligne de pompage du compresseur haute pression et affecte son opérabilité. Enfin, les particules peuvent contaminer l'air de prélèvement affecté 30 aux ventilations du moteur, aux sondes de régulation et au conditionnement d'air. En termes de prévention, ces nuages volcaniques ne sont pas facilement détectables visuellement ou par radar. Une pénétration accidentelle dans une zone polluée peut se manifester par des odeurs en cabine, une usure du pare-brise, des phénomènes de décharges électrostatiques (du type feux de Saint Elme) ou des modifications impromptues du fonctionnement moteur ou de la pressurisation cabine. Dans ce cas, les consignes les plus communément recommandées par les autorités compétentes sont les suivantes: mise au ralenti des moteurs, demi-tour rapide, démarrage du groupe auxiliaire de puissance, surveillance accrue des températures moteur, et surveillance de l'avion par sa vitesse et son incidence pour se prémunir d'un éventuel dysfonctionnement des sondes avion. L'invention a donc plus particulièrement pour but de remédier aux inconvénients des dispositifs précités. Dans ce contexte, l'invention vise à proposer un système permettant la détection de particules (en particulier des particules de cendres volcaniques) présentes dans l'air traversé par un avion au cours d'un vol et visant à émettre un signal d'alerte en cas de détection de ces particules. A cette fin, l'invention porte sur un système de détection de particules présentes dans l'air traversé par un avion au cours d'un vol, ledit système comportant : - des moyens de prélèvement d'air ; - un filtre à particules apte à filtrer les particules d'une taille prédéterminée, ledit filtre recevant en entrée l'air prélevé par lesdits moyens de prélèvement d'air ; - un capteur de pression différentielle relié en amont et en aval dudit filtre, ledit capteur étant apte à mesurer, à des instants d'échantillonnage successifs, la différence de pression entre l'amont et l'aval dudit filtre ; - des moyens de calcul reliés au dit capteur et recevant ladite différence de pression, lesdits moyens de calcul étant aptes à calculer la dérivée première par rapport au temps de ladite différence de pression et à émettre un signal d'alerte lorsque ladite dérivée première dépasse une valeur seuil. Grâce à l'invention, il est possible de générer un signal d'alerte diffusé par exemple au pilote et/ou récupéré par les équipes de maintenance au sol. Les données déterminées par le calculateur peuvent être stockées à bord puis téléchargées pour analyse après l'atterrissage ou préférentiellement directement transmises au sol en temps quasi-réel. Ce signal d'alerte est représentatif de l'évolution anormale de la dérivée première par rapport au temps de la différence de pression entre la sortie et l'entrée d'un filtre à particules situé dans le flux d'air à analyser. Cette dérivée première représente la vitesse de colmatage du filtre collectant les particules présentes dans l'air qui traverse par exemple le moteur de l'avion. Il est entendu qu'un tel filtre subit un colmatage dit normal au cours du temps (colmatage lié à la présence de certaines particules intrinsèquement présentes dans l'air) : le système selon l'invention permet de déterminer une rupture de pente dans la courbe représentant la différence de pression en fonction du temps (i.e. le passage de la vitesse de colmatage au-delà d'une valeur seuil strictement positive correspondant à une évolution anormale du colmatage du filtre). Le système selon l'invention permet de fournir une information sur la nocivité du nuage de particules traversé. Il permet en outre de proposer des routes à moindre risque et de comparer au sol les informations éventuellement délivrées par un tel système présent sur des flottes entières pour dresser ainsi une cartographie statistique et en temps quasi réel de la pollution du ciel. Un tel système pourrait notamment s'avérer particulièrement utile dans le cas d'éruption volcanique telle que l'éruption du volcan islandais Eyjafjéll ayant récemment affecté notablement le trafic aérien. Le système selon l'invention peut également fonctionner par apprentissage et permet d'établir une base d'expérience en fonction des endommagements observés sur les moteurs par rapport aux niveaux de pollution rencontrés et d'évaluer ainsi un degré de dangerosité des nuages de cendres traversés. Outre les caractéristiques principales qui viennent d'être mentionnées dans le paragraphe précédent, le système selon l'invention peut présenter une ou plusieurs caractéristiques supplémentaires ci-dessous, considérées individuellement ou selon toutes les combinaisons techniquement possibles : Ledit filtre à particules est apte à filtrer des particules de cendres volcaniques. Lesdits moyens de prélèvement d'air comportent un tube de prélèvement. Lesdits moyens de prélèvement d'air comportent une écope apte à être localisé dans le flux d'air. Lesdits moyens de calcul sont formés par un calculateur électronique de type « Engine Monitoring Unit » ou EMU. Le système de détection selon l'invention comporte des moyens aptes à mémoriser à bord de l'avion les données calculées par lesdits moyens de calcul. Le système de détection selon l'invention comporte un spectromètre apte à détecter la nature des particules arrivant dans ledit filtre. Ledit filtre est un filtre à plusieurs étages, chaque étage successif étant apte à filtrer des particules de tailles différentes. Le système de détection selon l'invention comporte des moyens aptes à émettre vers le sol en temps réel un signal radio représentatif des données calculées par lesdits moyens de calcul via un système de type « Aircraft Communication Adressing Report System » ou ACARS. La présente invention a également pour objet un carter de turbomachine comportant un système de détection selon l'invention caractérisé en ce que ledit carter est muni d'une ouverture recevant au moins partiellement lesdits moyens de prélèvement d'air de sorte qu'une partie du flux d'air circulant à l'intérieur dudit carter passe vers ledit filtre à particules disposé sur la surface externe dudit carter. La présente invention a en outre pour objet une turbomachine comportant un carter selon l'invention et une soufflante incluant une pluralité d'aubes délivrant un flux d'air, lesdits moyens de prélèvement d'air étant agencés de sorte qu'ils prélèvent une partie du flux d'air en aval de ladite pluralité d'aubes. La présente invention a également pour objet un avion comportant un système de détection selon l'invention. La présente invention a par ailleurs pour objet un procédé de réalisation d'une carte dynamique de pollution du ciel par des cendres volcaniques caractérisé en ce qu'il comporte une étape de collecte de données émises par au moins un système de détection selon l'invention. D'autres caractéristiques et avantages de l'invention ressortiront clairement de la description qui en est donnée ci-après, à titre indicatif et nullement limitatif, en référence aux figures annexées ci-jointes parmi lesquelles : - la figure 1 représente, de façon schématique, une vue partielle en coupe longitudinale d'une soufflante de turbomachine intégrant un système de détection selon l'invention ; - la figure 2 représente un agrandissement du système selon l'invention tel qu'illustré en figure 1 ; - la figure 3 représente une variant du système selon l'invention tel que représenté en figure 2. Pour des raisons de clarté, seuls les éléments utiles pour la compréhension de l'invention ont été représentés, et ceci sans respect de l'échelle et de manière schématique. En outre, les éléments similaires situés sur différentes figures comportent des références identiques. La figure 1 représente partiellement une soufflante 2 d'une turbomachine aéronautique à double flux intégrant un système de détection 1 selon l'invention. Les différents éléments du système de détection 1 sont représentés en détail sur la figure 2. La soufflante 2, qui constitue un rotor, se compose d'un arbre rotatif 4 sur lequel sont montés une pluralité d'aubes 6. Ces aubes 6 sont régulièrement réparties autour de l'arbre 4 et s'étendent radialement. En fonctionnement, les aubes 6 sont ainsi animées d'un mouvement de rotation autour d'un axe longitudinale XX' de la turbomachine. Un carter 8 entourant circonférentiellement la soufflante 2 est supporté par une pluralité de traverses 10. Ici, le carter 8 se présente sous la forme de deux viroles 8a et 8b entourant les aubes 6. La soufflante 2 aspire l'air et le comprime en un double flux annulaire, à savoir un flux primaire P du coté de l'axe XX' de la turbomachine, et un flux secondaire S qui lui est concentrique. Le flux primaire P passe par des étagés successifs de compression dont on voit les premiers 9. Le flux primaire est ainsi comprimé et guidé jusqu'à la chambre de combustion. Les gaz résultant de la combustion sont dirigés vers les rotors de turbine où l'énergie est récupérée. Le flux secondaire S est canalisé vers l'aval entre le carénage 11 du corps du flux primaire et le carter extérieur 8 de soufflante. Selon l'agencement sur l'avion, le flux secondaire S est soit éjecté directement dans l'atmosphère tout en fournissant une partie importante de la poussée soit mélangé en aval avec les gaz du flux primaire pour former un flux mélangé. Le système de détection 1 selon l'invention comporte : - des moyens de prélèvement d'air 12 ; - un filtre à particules 13 entouré d'un carter de filtre 14 ; - un capteur de pression différentielle 15 ; - un calculateur électronique 17 de type EMU « Engine Monitoring Unit » - un harnais 16 de connexion électrique reliant le calculateur 17 et le capteur 15. Les moyens de prélèvement d'air 12 sont formés par une structure tubulaire de forme sensiblement en S avec une extrémité 12a localisée à l'intérieur du carter 8 dans le flux secondaire S de sorte qu'une partie S1 du flux secondaire S pénètre dans la partie 12a formant une écope. L'écope 12a sensiblement parallèle à la surface interne du carter 8 permet donc de prélever directement une partie S1 de l'air comprimé par la soufflante 2. Les moyens de prélèvement d'air 12 comportent une partie tubulaire 12b (ou tube de prélèvement) traversant le carter 8 au-travers d'une ouverture 18 prévue dans le carter 8 et reliant l'intérieur et l'extérieur du carter 8. La partie 12b est reliée à sa première extrémité à l'écope 12a et à sa deuxième extrémité à l'entrée du filtre à particules 13, ce dernier étant disposé à l'extérieur du carter 8 (le carter de filtre 14 est par exemple sur la peau du carter 8 de la turbomachine). On notera qu'il est également parfaitement possible de s'affranchir de l'utilisation de l'écope 12a et de n'utiliser que le tube de prélèvement 12b reliant l'ouverture 18 du carter 8 à l'entrée du filtre 13 (cette configuration est représentée en figure 3) ; en effet, l'air étant comprimé par la soufflante 2, la pression à l'intérieur du carter 8 et en aval de la soufflante sera supérieure à la pression à l'extérieur du carter 8 et une partie du flux secondaire S sera donc naturellement prélevée via le tube de prélèvement 12 sous l'effet de la surpression. Le capteur de pression différentielle 15 est raccordé de part et d'autre du filtre 13 de sorte que le capteur mesure en continu (i.e. à des instants d'échantillonnage successifs suffisamment rapprochés) la différence de pression entre l'amont et l'aval du filtre 13. L'amont (matérialisé par la flèche 19) du filtre 13 correspond à l'entrée de l'air prélevé par les moyens de prélèvement d'air 12 tandis que l'aval (matérialisé par la flèche 20) du filtre correspond à la sortie de l'air filtré par le filtre 13. Le capteur 15 mesure en continu la différence de pression AP entre l'amont et l'aval du filtre 13. Ainsi, la différence de pression AP est mesurée à intervalles de temps successifs, ces instants où la mesure est effectuée constituant un échantillonnage dans le temps. Idéalement, ces intervalles sont sensiblement réguliers, et les instants où la mesure est effectuée sont suffisamment rapprochés pour reproduire de façon fiable les variations dans le temps de la différence de pression AP. Les valeurs de différences de pression AP sont transmises via le harnais 16 au calculateur EMU 17 et stockées dans ce dernier. On notera que le harnais 16 peut également servir à alimenter le capteur 15 via le calculateur EMU 17. Il convient également de noter que l'EMU 17 est représenté à titre purement illustratif proche du capteur 15 (i.e. sur la peau du carter 8) mais il peut équiper un autre endroit de la turbomachine 2 ou être localisé à un autre endroit de l'avion (par exemple dans la soute électronique). Le calculateur 17 utilise ces mesures en continu de AP pour calculer, à chaque instant de l'échantillonnage, ou à plusieurs de ces instants, la dérivée de la différence AP par rapport au temps. Lorsque le filtre 13 n'est pas du tout colmaté par les impuretés, c'est-à-dire au début de son fonctionnement, la pression Pf immédiatement en aval du filtre 13 est sensiblement égale à la pression P en amont du filtre 13. A ce moment là, la différence de pression AP mesurée entre l'amont et l'aval du filtre 13 correspond uniquement à la perte de charge générée par le ou les éléments filtrants à l'état neuf. On comprend qu'au fur et à mesure que le filtre 20 se colmate à cause des impuretés (intrinsèquement présentes dans l'air circulant dans le flux S de la veine secondaire) qui s'y accumulent, la différence de pression AP entre l'amont et l'aval du filtre 13 augmente ; cette augmentation peut être considérée en première approximation comme sensiblement linéaire. Toutefois, en présence de pollution volcanique induite par la présence de particules de lave de très petites dimensions allant de quelques microns à des particules de plus grande taille de l'ordre du dixième de millimètre, la vitesse de colmatage du filtre 13 va se modifier. Le filtre 13 est en effet adapté pour retenir les particules rencontrées dans les nuages de cendre. Cette vitesse de colmatage correspond à la dérivée de la différence AP par rapport au temps. Le calculateur 17 EMU permet de suivre dans le temps toute dérive brutale de cette dérivée et d'envoyer un message d'alerte en cas de dépassement par cette dérivée d'une valeur seuil strictement positive. En d'autres termes, le calculateur 17 détecte une rupture de pente dans l'évolution de la différence AP. Dans le cas où la dérivée de la différence AP par rapport au temps dépasse cette valeur seuil, le calculateur 17 EMU émet un message d'alerte vers les systèmes avioniques. Ce message d'alerte peut être envoyé directement vers le cockpit ou vers un système de surveillance des conditions à bord de l'avion de type « Aircraft Condition Monitoring System » ou ACMS. L'ensemble des données calculées par le calculateur 17 ainsi que les signaux d'alerte peuvent également être stockés au niveau d'un dispositif de mémorisation tel que l'enregistreur à accès rapide « Quick Access Recorder » ou QAR connecté à l'ACMS. Ces données peuvent ensuite être téléchargées par l'équipe de maintenance une fois l'avion au sol. Avantageusement, lorsque le système avionique utilise un système de liaison radio avec le sol par satellite ou liaison VHF direct tel que le système « Aircraft Communication Adressing Report System » ou ACARS le signal d'alerte peut être transmis vers le sol. Au sol, la collecte de données provenant d'un ou plusieurs avions permettra de réaliser une carte dynamique de la pollution. Ceci permet de proposer des routes à moindre risque et de comparer au sol les informations délivrées par un tel système présent sur des flottes entières pour dresser ainsi une cartographie statistique et quasi en temps réel de la pollution du ciel. Hors les aspects liés à la sécurité et à l'économie que représente la préservation des moteurs, l'avantage du système 1 de détection selon l'invention réside également dans la réponse à la problématique de détection des nuages de cendres volcaniques. Il peut effectivement constituer auprès des autorités un outil d'aide à la prise de décision sur le maintien opérationnel des flottes au niveau d'un continent. On notera que la détermination de la valeur seuil de la dérivée de la différence AP par rapport au temps indiquant la présence de cendres volcaniques et entraînant l'émission d'un message d'alerte passe par une phase d'apprentissage pour le système de détection selon l'invention. En d'autres termes, la détermination de la valeur seuil passera par une étape consistant à relier un état de pollution du filtre 13 à un état de dégradation de certains éléments formant la turbomachine. L'invention est décrite dans ce qui précède à titre d'exemple ; il est entendu que l'homme du métier est à même de réaliser différentes variantes du système selon l'invention ; en particulier, même si le système de détection a été décrit avec une localisation sur le carter de la soufflante (avec la présence d'une écope facultative installée sur la paroi intérieure du carter) en aval de cette dernière (i.e. en aval des aubes de la soufflante), le système de détection pourrait également être installé sur l'avion, devant la soufflante ou au niveau du compresseur basse pression ou haute pression sans pour autant sortir du cadre du brevet. Comme déjà mentionné plus haut, la présence de l'écope dans le flux d'air est parfaitement facultative ; l'écope peut s'avérer utile pour récupérer davantage de particules et peut se situer dans la cellule de l'avion ou dans la partie amont dans la manche. De même, il est également possible d'utiliser un filtre à plusieurs étages permettant de classer les particules par taille. En outre, comme nous l'avons évoqué, le seuil de la dérivée entraînant l'émission d'un message d'alerte lorsqu'il est dépassé peut évoluer par apprentissage ; dès lors, le seuil programmé dans le calculateur peut évoluer d'un vol à l'autre. En cas de nouveaux types de pollution, le contrôle des endommagements des réacteurs permettra d'adapter les surveillances. Enfin, le système de détection selon l'invention peut comporter un spectromètre afin de permettre de déterminer une information relative à la nature des particules qui arrivent dans le filtre (recherche de silice par exemple). Le spectromètre peut par exemple être positionné en regard du filtre.20 REVENDICATIONS1. Système (1) de détection de particules présentes dans l'air traversé par un avion au cours d'un vol, ledit système (1) étant caractérisé en ce qu'il comporte : - des moyens (12) de prélèvement d'air ; - un filtre (13) à particules apte à filtrer les particules d'une taille prédéterminée, ledit filtre (13) recevant en entrée l'air prélevé par lesdits moyens (12) de prélèvement d'air ; - un capteur (15) de pression différentielle relié en amont et en aval dudit filtre (13), ledit capteur (15) étant apte à mesurer, à des instants d'échantillonnage successifs, la différence de pression entre l'amont et l'aval dudit filtre (13) ; - des moyens de calcul (17) reliés au dit capteur (15) et recevant ladite différence de pression, lesdits moyens de calcul (17) étant aptes à calculer la dérivée première par rapport au temps de ladite différence de pression et à émettre un signal d'alerte lorsque ladite dérivée première dépasse une valeur seuil. 2. Système (1) de détection selon la revendication 1 caractérisé en ce que ledit filtre (13) à particules est apte à filtrer des particules de cendres volcaniques. 3. Système (1) de détection selon l'une de revendications précédentes caractérisé en ce que lesdits moyens (12) de prélèvement d'air comportent un tube de prélèvement (12b). 4. Système (1) de détection selon l'une des revendications précédentes caractérisé en ce que lesdits moyens (12) de prélèvement d'air comportent une écope (12a) apte à être localisé dans le flux d'air (S). 5. Système (1) de détection selon l'une des revendications précédentes caractérisé en ce que lesdits moyens (17) de calcul sont formés par un calculateur électronique de type « Engine Monitoring Unit » ou EMU. 6. Système (1) de détection selon l'une des revendications précédentes caractérisé en ce qu'il comporte des moyens aptes à mémoriser à bord de l'avion les données calculées par lesdits moyens de calcul. 7. Système (1) de détection selon l'une des revendications précédentes caractérisé en ce qu'il comporte un spectromètre apte à détecter la nature des particules arrivant dans ledit filtre. 15 8. Système (1) de détection selon l'une des revendications précédentes caractérisé en ce que ledit filtre est un filtre à plusieurs étages, chaque étage successif étant apte à filtrer des particules de tailles différentes. 20 9. Système (1) de détection selon l'une des revendications précédentes caractérisé en ce qu'il comporte des moyens aptes à émettre vers le sol en temps réel un signal radio représentatif des données calculées par lesdits moyens de calcul via un système de type « Aircraft Communication Adressing Report System » ou 25 ACARS. 10. Carter (8) de turbomachine comportant un système (1) de détection selon l'une des revendications précédentes caractérisé en ce que ledit carter est muni d'une ouverture (18) recevant au moins 30 partiellement lesdits moyens (12) de prélèvement d'air de sorte qu'une partie du flux d'air circulant à l'intérieur dudit carter passe vers ledit filtre à particules disposé sur la surface externe dudit carter. 10 11. Turbomachine comportant un carter (8) selon la revendication 10 et une soufflante (2) incluant une pluralité d'aubes (6) délivrant un flux d'air (S), lesdits moyens (12) de prélèvement d'air étant agencés de sorte qu'ils prélèvent une partie du flux d'air en aval de ladite pluralité d'aubes (6). 12. Avion comportant un système (1) de détection selon l'une des revendications 1 à 9. 13. Procédé de réalisation d'une carte dynamique de pollution du ciel par des cendres volcaniques caractérisé en ce qu'il comporte une étape de collecte de données émises par au moins un système de détection selon la revendication 9.15