FR 3143113 A1 20240614 FR 2213012 A 20221208 MOTEUR D’AÉRONEF COMPRENANT UN SYSTÈME DE MESURE DE TEMPÉRATURE ET DE PRESSION Un aspect de l’invention concerne un moteur d’aéronef (1) comprenant un système de mesure de température et de pression (2) comprenant un interrogateur optique (240) et au moins un conducteur optique (230), le conducteur optique (230) comprenant une cavité de Fabry-Pérot (222), et une pluralité de points de réseaux de Bragg (221) espacés les uns des autres le long du conducteur optique (230), l’interrogateur optique (230) étant couplé optiquement et directement avec le conducteur optique (230) par un coupleur optique, et étant configuré pour mesurer optiquement une pression avec la cavité Fabry-Pérot et une pluralité de températures avec les différents réseaux de Bragg (221). Figure à publier avec l’abrégé : figure 2. MOTEUR D’AÉRONEF COMPRENANT UN SYSTÈME DE MESURE DE TEMPÉRATURE ET DE PRESSION DOMAINE TECHNIQUE DE L’INVENTION La présente invention se rapporte à un système de mesure de température et de pression embarqué dans un moteur d’aéronef. L'invention appartient notamment au domaine aéronautique, et plus particulièrement au domaine des capteurs de mesures de température et de pression embarqués sur les moteurs d’avion. ARRIERE-PLAN TECHNOLOGIQUE DE L’INVENTION Une demande en matière de propulsion d'aéronefs concerne la mesure in-situ de paramètres thermodynamiques moteurs. Les paramètres thermodynamiques moteurs incluent la température des flux d’air dans les zones froides et chaudes du moteur, la pression d’air dans la zone chaude du moteur, ainsi que la température et la pression de l’huile dans le système d’huile du moteur, et/ou la température et la pression du carburant dans le système carburant du moteur. Typiquement, les gammes de températures et de pression à mesurer pour couvrir les besoins moteur sont respectivement comprises entre -55°C et 1200°C et entre 0.5 bar et 40 bar. De telles mesures sont importantes pour garantir des performances optimales du moteur d’aéronef c’est-à-dire pour assurer un fonctionnement moteur totalement efficace et détecter des risques de pannes ou de défaillance de certains organes du moteur. Pour cela et comme représenté par la , un moteur d’aéronef 100 d’un état de l’art est classiquement équipé d’un système de contrôle et de surveillance dans lequel une électronique de contrôle 110, ou calculateur 110, est connecté par des conducteurs électriques 130 à plusieurs capteurs de température 120 et un capteur de pression 121 répartis dans tout le moteur 100. Aujourd’hui, dans le domaine de l’aéronautique, les capteurs de température 120 et les capteurs de pression 121 sont tous de type électrique, c’est-à-dire que la température et la pression sont converties au niveau du capteur en signal électrique, ce signal étant transmis par le conducteur électrique 130 au calculateur 110 pour analyse, transmission de la mesure et/ou détermination des actions de commande et de surveillance en réponse à la mesure. Les capteurs électriques de température 120 sont classiquement des sondes platines ou des thermocouples, le plus souvent des thermocouples de type K. Ils sont installés dans les zones froides 101 et chaudes 102 du moteur 100 et dans le système d’huile (non représenté). Les capteurs électriques de pression 121 les plus communément utilisés sont des jauges de contrainte montées dans un circuit électrique dit « en pont de Wheastone ». Ils sont installés uniquement dans la zone froide 101 du moteur car ils ne sont pas adaptés pour résister aux hautes températures (supérieures à 900°C) de la zone chaude 102. Il est aussi connu, quoique moins répandu, d’utiliser des capteurs de température optiques. De tels capteurs optiques sont alors basés sur une mesure du rayonnement infrarouge émis par la pièce moteur et comportent à cet effet des éléments optiques tels que lentilles, etc. adaptées pour recueillir et focaliser le rayonnement émis sur un analyseur optique, qui transmettra à son tour un signal électrique représentatif de la température mesurée. Il convient de préciser que les capteurs électriques et/ou optiques 120,121 sont reliés au calculateur 110 par plusieurs conducteurs électriques 130. L’installation du système de contrôle et de surveillance dans le moteur 100 de l’aéronef implique ainsi la mise en place d’un harnais adapté au moteur et maintenant les conducteurs électriques 130 et les capteurs associés 120,121 au contact du moteur 100 d’aéronef. Ce harnais occupe, du fait du nombre important de capteurs et de câbles, un volume important sur le moteur. Ce volume est d’autant plus important que les conducteurs électriques 130 doivent être blindés pour éviter des perturbations de type électromagnétiques provenant, par exemple, des champs électromagnétiques émis par des radars ou la foudre, ou encore émis par la bougie d’allumage du moteur. L’utilisation de câbles blindés dont le diamètre et la masse sont plus importants que des câbles non blindés alourdit le moteur. L’encombrement et la masse du système de contrôle et de surveillance est en outre majoré par le fait que les capteurs de pression électriques 121 ne peuvent pas être installés in-situ dans la zone chaude 102 du moteur 100, et qu’il faut ajouter au système de contrôle et de surveillance une canalisation d’air 140 s’étendant de la zone chaude 102 à la zone froide 101 du moteur, où le capteur de pression 121 est alors installé. Cette augmentation de masse et de volume sur l’avion est un inconvénient majeur car elle affecte les performances du moteur. Il existe donc un besoin d’un moteur d’aéronef comprenant un système de mesure de la température et de la pression dont la masse et le volume soient réduits par rapport aux solutions de l’état de l’art. L’invention offre une solution aux problèmes évoqués précédemment, en proposant un moteur d’aéronef comprenant un système de mesure de la température et de la pression dans lequel un seul conducteur optique flexible et léger remplace une pluralité de capteurs électriques et leurs câbles électriques, et est connecté directement à un interrogateur optique de taille réduite, compatible avec une intégration dans une zone moteur. Dans ce contexte, l’invention se rapporte ainsi à un moteur d’aéronef comprenant un système de mesure de température et de pression comprenant un interrogateur optique et au moins un conducteur optique le conducteur optique comprenant un point de mesure de pression disposé à l’intérieur du moteur et formé à une extrémité distale par une cavité de Fabry-Pérot, et une pluralité de points de mesure de température disposés à l’intérieur du moteur et espacés les uns des autres le long du conducteur optique, chaque point de mesure de température étant formé par un réseau de Bragg, l’interrogateur optique comprenant un dispositif de commande, un module source pour générer des signaux optiques à travers le conducteur optique, un module de détection pour détecter des signaux optiques réfléchis, et un coupleur optique couplant optiquement et de manière directe le module source et le module de détection à une extrémité proximale du conducteur optique, le dispositif de commande étant configuré pour : mesurer les signaux optiques réfléchis par la cavité Fabry-Pérot et déterminer à partir de ladite mesure une valeur de pression au point de mesure de pression, mesurer les signaux optiques réfléchis par la pluralité des réseaux de Bragg et déterminer, à partir desdites mesures, une valeur de température pour chaque point de mesure de température, transmettre un signal électrique représentatif des valeurs de pression et de température déterminées. Le conducteur optique est un guide d’onde filaire capable de conduire des signaux optiques ou ondes électromagnétiques d’un bout à l’autre du guide, les ondes électromagnétiques ayant au moins une longueur d’onde comprise entre 400 nm et 2000 nm. Le conducteur optique est, à son extrémité proximale, couplé optiquement et de manière directe au module source et au module de détection, cela grâce au coupleur optique. « Couplé optiquement et de manière directe » signifie que les signaux optiques sont transférés de manière confinée dans des conducteurs optiques, ceux-ci pouvant être des fibres optiques ou des barreaux saphir. Dit autrement, le couplage entre le conducteur optique et les modules source et de détection est réalisé sans câble intermédiaire ni dispositif optique (tels que lentille, miroir, etc.) dans l’espace libre. L’absence d’éléments optiques encombrants et fragiles, vulnérables aux conditions extérieures, permet que le système de mesure de température et de pression soit robuste et compatible avec une intégration dans le moteur d’aéronef. Comme le conducteur optique comprend un point de mesure de pression (la cavité Fabry-Pérot à son extrémité distale) et une pluralité de points de mesure de température (les réseaux de Bragg répartis sur sa longueur), il suffit d’un seul conducteur optique pour réaliser plusieurs mesures thermodynamiques, précisément, pour réaliser une mesure de pression et plusieurs mesures de température. Jusqu’à dix points de mesure de température et une mesure de pression peuvent être ainsi incorporés dans le conducteur optique, ce qui permet donc à un seul conducteur optique de remplacer jusqu’à onze capteurs électriques. Le conducteur optique remplace en outre les conducteurs électriques et les câbles, notamment les câbles blindés, qui servent classiquement à transférer les signaux issus des capteurs électriques à l’interrogateur optique. Or le conducteur optique est naturellement beaucoup plus léger que les câbles : par exemple, si le conducteur optique est une fibre optique, il présente un diamètre typique de 150 µm et pèse moins de 0,1 g par mètre. La masse du système de mesure de température et de pression est ainsi considérablement réduite par rapport aux solutions de l’état de l’art. De plus, un unique interrogateur optique peut intégrer plusieurs conducteurs optiques, grâce au coupleur optique qui peut être à géométrie multiplexe (plusieurs entrées, plusieurs sorties). Ces caractéristiques permettent de multiplexer les points de mesure thermodynamiques c’est-à-dire augmenter le nombre de points de mesure de pression et de température sans alourdir le moteur d’aéronef ni augmenter son volume. Ainsi, le moteur d’aéronef selon l’invention comprend un système de mesure de la température et de la pression dont la masse et le volume sont réduits, cela sans que le nombre de points de mesures de température et de pression soit réduit, au contraire. Cela permet d’améliorer les performances dudit moteur d’aéronef par rapport à l’état de l’art. Avantageusement, le point de mesure de pression est au contact d’une partie d’une zone chaude du moteur d’aéronef. On désigne par « zone chaude du moteur d’aéronef » la partie du moteur d’aéronef formée de la chambre de combustion, des turbines et de la tuyère d’éjection car la température du flux d’air traversant le moteur d’aéronef peut atteindre 2000°C. A l’inverse, on désigne par « zone froide du moteur d’aéronef » la partie formée par la soufflante et des étages de compresseur, où la température du flux d’air est généralement comprise entre -55°C et +500°C. Ainsi, le système de mesure de température et de pression est apte à mesurer in-situ un paramètre de pression dans la zone chaude du moteur. Il n’est donc plus nécessaire de déporter la mesure de pression en sortie de la zone chaude du moteur, comme cela est fait dans l’art antérieur. L’avantage est que la conduite d’air s’étendant depuis la zone chaude jusqu’à la zone froide est évitée. La masse du système de mesure s’en trouve encore allégée, et son volume réduit. Outre les caractéristiques qui viennent d’être évoquées dans le paragraphe précédent, le moteur d’aéronef selon cet aspect de l’invention peut présenter une ou plusieurs caractéristiques complémentaires parmi les suivantes, considérées individuellement ou selon toutes les combinaisons techniquement possibles. Le dispositif de commande est configuré pour déterminer des valeurs de pression et de température concernant un fluide externe au conducteur optique, le fluide étant choisi parmi les fluides suivants : l’air, l’huile, le carburant, ou l’eau. Avantageusement, le conducteur optique est une fibre optique. Ainsi, le conducteur optique est adapté pour résister à des températures allant jusqu’à 700 °C, en particulier lorsque la fibre optique n’est pas gainée, tout en étant beaucoup plus léger que des câbles électriques blindés, et également plus flexible. La fibre optique autorise ainsi des rayons de courbures de l’ordre du cm, ce qui facilite l’intégration du conducteur optique dans le moteur d’aéronef.. De préférence, la fibre optique est une fibre optique de silice ou une fibre optique de saphir. En effet, il est connu d’inscrire des réseaux de Bragg et de former des cavités Fabry-Pérot dans les fibres optiques de silice et dans les fibres optiques de saphir. De préférence, la fibre optique est monomode. Les technologies des réseaux de Bragg et Fabry-Pérot sont en effet préférentiellement utilisées avec des fibres monomodes. La fibre optique peut être insérée dans un capillaire. Le capillaire permet de protéger le conducteur optique de déformations mécaniques susceptibles de perturber la mesure de température. Il permet aussi de mesurer des températures supérieures à 700°C et pouvant aller jusqu’à 1100°C. Le capillaire peut être choisi en fonction de la gamme de température à mesurer. Par exemple, un capillaire de type Inconel® ou inox est choisi lorsque la température à mesurer est comprise entre 700°C et 900°C, et un capillaire en céramique est choisi lorsque cette température est comprise entre 900°C et 1100°C. Alternativement à la fibre optique, le conducteur optique est un barreau de saphir. Le saphir est un matériau stable à des températures très élevées, par exemple 1600°C ou plus. Sa résistance aux hautes températures est donc bien supérieure à une fibre optique. Ainsi, le conducteur optique en barreau de saphir est adapté pour mesurer des températures au-delà de 900°C, c’est-à-dire à des températures que l’on trouve et que l’on souhaite mesurer dans certaines parties de la zone chaude du moteur d’aéronef. Avantageusement, au moins un réseau de Bragg est formé à une distance inférieure à 10 mm de la cavité Fabry-Pérot. Ainsi, une mesure couplée de température (par le réseau de Bragg) et de pression (par la cavité Fabry-Pérot) est réalisée. Par mesure couplée, on entend une mesure de la température et de la pression d’un même point du moteur d’aéronef. La précision de la mesure fournie par le système de mesure est ainsi améliorée, ce qui permet un meilleur contrôle des paramètres thermodynamiques du moteur d’aéronef. Le conducteur optique comprend au moins un point de mesure de température positionné au contact d’une zone froide du moteur d’aéronef. Un seul conducteur optique permet ainsi de mesurer les paramètres thermodynamiques du moteur à la fois dans la zone froide et la zone chaude du moteur. Cela évite de multiplier le nombre de capteurs et/ou de conducteurs optiques dans le moteur d’aéronef. La masse du moteur est allégée et sa conception simplifiée. Le conducteur optique est agencé autour d’une tuyère d’éjection de gaz d’échappement du moteur d’aéronef et comprend une pluralité de points de mesure de température répartis autour de ladite tuyère d’injection, chaque point de mesure de température fournissant une mesure d’au moins une température des gaz d’échappement. Le conducteur optique comprend par exemple sept points de mesure de température. Ainsi, un unique conducteur optique permet de fournir sept mesures de température du flux de gaz d’échappement en sortie du moteur d’aéronef, ce qui permet d’obtenir une mesure plus précise des paramètres thermodynamiques du flux de gaz d’échappement. Le moteur d’aéronef dispose ainsi d’un système de mesure amélioré de ses paramètres thermodynamiques. Le dispositif de commande est configuré pour utiliser la mesure des signaux optiques réfléchis par la cavité Fabry-Pérot afin de déterminer une longueur d’onde variable en fonction de la pression et déterminer la valeur de pression à partir de ladite longueur d’onde mesurée et de données de calibration de pression. Le dispositif de commande est configuré pour utiliser la mesure des signaux optiques réfléchis par la pluralité de réseaux de Bragg afin de déterminer une pluralité de longueurs d’ondes variables en fonction de la température et déterminer, à partir desdites longueurs d’onde mesurées et de données de calibration de température, une valeur de température pour chaque point de mesure de température. L’invention et ses différentes applications seront mieux comprises à la lecture de la description qui suit et à l’examen des figures qui l’accompagnent. BREVE DESCRIPTION DES FIGURES est une représentation schématique d’un moteur d’aéronef équipé d’un système de mesure de température et de pression selon l’état de l’art. est une représentation schématique d’un moteur d’aéronef équipé d’un système de mesure de température et de pression selon un mode de réalisation de l’invention. est une vue en coupe schématique d’un conducteur optique permettant de mettre en œuvre l’invention, est un schéma de principe d’une mesure optique de pression avec une cavité Fabry-Pérot du conducteur optique de la , est un schéma de principe d’une mesure optique de température avec un réseau de Bragg du conducteur optique de la , est une représentation schématique d’un interrogateur optique permettant de mettre en œuvre l’invention, est une vue en coupe schématique de la sortie des gaz d’échappement du moteur d’aéronef de la . DESCRIPTION DETAILLEE Les figures sont présentées à titre indicatif et nullement limitatif de l’invention. Sauf précision contraire, un même élément apparaissant sur des figures différentes présente une référence unique. La représente un moteur d’aéronef 1 selon un mode de réalisation de l’invention. Ce moteur d’aéronef 1 comprend un système de mesure de température et de pression 2. Commençons par décrire les différents éléments et zones du moteur d’aéronef 1. Par souci de simplification, on utilisera le simple terme de « moteur » pour désigner le moteur d’aéronef. De façon connue, dans la plupart des moteurs d’aéronef et en particulier dans le moteur d’aéronef 1, une soufflante 111, ou « fan » en anglais, est placée à l’avant d’un réacteur 112-121-122-123. La soufflante 111 est généralement constituée d’aubes de grandes dimensions (non représentées). Son rôle est d’assurer la compression initiale du flux d’air entrant F dans le réacteur. Le réacteur comprend généralement, à partir de l’entrée d’air, côté soufflante 111, des étages de compresseur 112 basse pression, moyenne pression et haute pression, une chambre de combustion 121 et des turbines 122. Le réacteur est entouré d’une nacelle (non représentée) qui se termine par une tuyère d’éjection 123. La nacelle peut comprendre également une canalisation d’air 124. Un flux d’air primaire F issu de la soufflante 111 est progressivement échauffé en traversant les étages de compresseur 112, puis la chambre de combustion 121 avant de parvenir aux turbines 122 et d’être éjecté par les tuyères d’éjection 123. Un flux secondaire (non représenté) circule dans la nacelle autour du réacteur. Au niveau des étages de compresseur 112, les températures du flux d’air primaire sont généralement comprises entre -55°C et +260°C. Au niveau des tuyères d’éjection 123 et en bout de la canalisation d’air 124, les températures peuvent atteindre 1200°C. En rapport avec la température des flux d’air traversant le moteur 1, on désigne par zone froide 11 la partie du moteur formée par la soufflante 111 et des étages de compresseur 112, et par zone chaude 12 la partie du moteur 1 constituée de la chambre de combustion 121, des turbines 122 et de la tuyère d’éjection 123. Dans la zone froide 11 du moteur 1, la température est généralement comprise entre -55°C et +500°C. Dans la zone chaude 12 du moteur 1, la température peut généralement atteindre +2000°C. Le moteur 1 comprend également un système de lubrification (non représenté) dont le lubrifiant (huile) est destiné notamment à assurer les bonnes performances des étages de compresseur 112 et des arbres qui relient compresseurs 112 et turbines 122. Le moteur 1 comprend en outre un système de carburant (non représenté) dont le carburant est destiné à alimenter la chambre à combustion 121. Le moteur 1 comprend de plus un organe de commande, ou de régulation 3. Il s’agit d’un dispositif électronique ou calculateur. Le système 2 de mesure de température et de pression est maintenant décrit en référence aux figures 2, 3, 4, 5, 6 et 7. Le système de mesure de température et de pression 2 comprend un interrogateur optique 240 et au moins un conducteur optique 230. Le système de mesure de température et de pression 2 peut par exemple comprendre deux conducteurs optiques 230 et 231 disposés dans le moteur et un interrogateur optique 240 également disposé dans le moteur 1. Les deux conducteurs 230,231 et l’interrogateur optique 240 sont représentés . Par conducteur optique 230, on entend un fil dont l’âme, ou le cœur, a la propriété de conduire (transporter) des signaux optiques O 1 , O 2 (cf. ou 5). Ces signaux optiques O 1 , O 2 sont des ondes électromagnétiques ayant au moins une longueur d’onde comprise dans l’intervalle 400 – 2000 nm. Dit autrement, le conducteur optique 230 est un guide d’onde filaire, capable de conduire lesdites ondes électromagnétiques O 1 , O 2 d’un bout à l’autre du fil. Le conducteur optique 230 a des propriétés de résistance aux conditions difficiles de température (par exemple, à des températures de la zone chaude 12 du moteur 1). Le conducteur optique 230 a en outre une immunité aux ondes électromagnétiques, ainsi qu’une petite taille et une grande légèreté. Par petite taille, on entend un diamètre inférieur au millimètre, et par légèreté on entend environ 1 g pour une longueur de conducteur optique de 3 m. Enfin, comme l’illustre la , le conducteur optique 230 comporte une cavité Fabry-Pérot 222 à son extrémité distale 2302 et une pluralité de réseaux de Bragg 221 dans des tronçons de sa longueur L. Ces éléments seront décrits un peu plus loin dans la description. Le conducteur optique 230 est avantageusement une fibre optique de silice. De préférence, le conducteur optique 230 une fibre optique de silice monomode. Par monomode, on entend une fibre dans laquelle un seul mode de propagation est nécessaire. La fibre monomode est préférentiellement utilisée avec les technologies des réseaux de Bragg et des cavités Fabry-Pérot car elle évite d’avoir une mesure perturbée par l’agrégation des contributions de différents modes optiques. La silice est un matériau très classiquement utilisé dans le domaine des fibres optiques. Sa finesse (le diamètre de la fibre est de l’ordre de quelques centaines de micromètres), et sa flexibilité (des rayons de courbures de l’ordre du cm sont autorisés) en font un conducteur optique 230 résistant (mécaniquement) et facile à dérouler, donc facile à installer dans le moteur 1. Le conducteur optique 230 peut aussi être une fibre optique autre qu’une fibre optique de silice. Ainsi, le conducteur optique 230 peut être une fibre optique de saphir, qui est un matériau particulièrement bien adapté pour mesurer des températures supérieures à 900°C. La fibre optique, qu’elle soit une fibre optique de silice ou de saphir (ou d’un autre matériau), est par ailleurs adaptée aux hautes températures (jusqu’à 1100°C) du moteur 1 en étant utilisée suivant les configurations décrites ci-après : La fibre optique est de préférence gainée lorsque les températures dans le moteur 1 ne dépassent pas 500°C et non gainée lorsque les températures sont comprises entre 500 et 700°C. La fibre optique en silice est insérée dans un capillaire protecteur, par exemple un capillaire de type Inconel® ou inox lorsque les températures sont comprises entre 700°C et 900°C, ou un capillaire en céramique lorsque les températures sont comprises entre 900°C et 1100°C Alternativement à la fibre optique, et en particulier lorsque les températures dépassent 900°C, le conducteur optique 230 est un barreau de saphir. Un barreau de saphir est une barre de saphir monocristallin possédant une température de fusion élevée, égale à 2040 °C, et présentant des propriétés de conducteur optique multimode. Par multimode, on entend que plusieurs modes optiques se propagent simultanément. Un tel conducteur optique 230 en barreau de saphir offre une excellente stabilité aux températures supérieures à 900°C, tout en étant transparent dans une gamme de longueurs d’ondes s’étendant entre 170 nm et 5500 nm. Les documents « Fiber bragg grating fabricated in micro-single-crystal sapphire fiber » de Yang et al., Optics Letters, 2018 et « Femtosecond-laser-inscribed fiber bragg gratings for high-temperature sensing », de He et al., « Asia Communications and Photonics Conference, 2018 (parmi d’autres documents) décrivent en outre le fait d’y inscrire des réseaux de Bragg 221 et une cavité Fabry-Pérot 222. Le barreau de saphir remplace ainsi avantageusement la fibre optique de silice monomode lorsque la température dépasse les 900°C, dans les parties les plus chaudes 123,124 de la zone chaude 12 du moteur 1. Nous allons maintenant décrire la cavité Fabry-Pérot 222 et les réseaux de Bragg 221 en référence aux figures 4 et 5. Pour cela, nous considérerons que le conducteur optique 230 est une fibre optique de silice monomode comprenant un cœur 2303 et une gaine 2304. En référence à la , la cavité Fabry-Pérot est nécessairement formée à l’extrémité distale 2302 du conducteur optique 230 par une membrane M d’épaisseur e et d’une cavité C formée d’une première surface réfléchissante R1 située à la distance e de l’extrémité distale 2302, et d’une deuxième surface réfléchissante R2 distante d’une longueur L2 de la première surface réfléchissante R1. Les surfaces réfléchissantes R1 et R2 sont par exemple obtenues en modulant l’indice de réfraction du cœur 2303 de la fibre optique 230. La membrane M est une section du conducteur optique 230. La section est par exemple de forme cylindrique et orientée soit perpendiculairement à l’axe X de la fibre optique. La section peut aussi prendre une autre forme, par exemple elle peut présenter, à l’extrémité distale 2302, une inclinaison par rapport à l’axe X de la fibre optique (cf. ). La longueur L2 de la cavité, le coefficient de réflexion de chaque surface réfléchissante R1, R2 ainsi que l’épaisseur e de la membrane M sont les paramètres de la cavité Fabry-Pérot 221. Ces paramètres sont choisis pour que la cavité Fabry-Pérot 222 puisse jouer le rôle d’un élément sensible de pression, appelé aussi point de mesure de pression 222, selon un principe basé sur le fait que la longueur L2 de la cavité de Fabry-Pérot 222 varie en fonction de la pression appliquée sur la membrane M. Ce principe de mesure optique de pression est connu et décrit par exemple parle document « Miniature fiber-optic tip pressure sensor assembled by hydroxyde catalysis bonding technology », de Liu et al., Optics Express, 2020. Précisément, les paramètres de la cavité Fabry-Pérot 222 sont choisis pour faire interférer des signaux optiques O 1 générés dans le conducteur optique 230 et réfléchir des signaux optiques réfléchis O 2 ayant la forme d’un spectre d’interférences. Ce spectre d’interférences présente une longueur d’onde variable en fonction de la pression appliquée à l’extérieur du conducteur optique 230 sur la membrane M. Plus précisément encore, les paramètres de la cavité Fabry-Pérot 222 sont choisis pour que le spectre d’interférences présente une longueur d’onde variable en fonction de la pression dans une gamme de pressions variant entre 0.5 bar et 40 bar. Cette gamme correspond en effet, comme indiqué précédemment, aux besoins moteur. En référence à la figure 5, chaque réseau de Bragg 221 est réalisé (inscrit) dans un court segment L 1 ,i de la fibre optique 130 en modulant périodiquement l’indice de réfraction du cœur 2303 de la fibre optique 230, le long de son axe 2304. Chaque réseau de Bragg 221 est caractérisé par une longueur d’onde caractéristique de la modulation appliquée, dite longueur d’onde de Bragg et définie comme suit, à l’ordre 1 : , avec l’indice effectif du mode guidé dans le cœur 2303 de la fibre optique 230, et le pas du réseau. L’indice i indique un réseau de Bragg parmi la pluralité de réseaux de Bragg. De préférence le nombre n de réseaux de Bragg 221 dans le conducteur optique 230 est compris entre 2 et 10, c’est-à-dire que i est compris entre 2 et 10. Les réseaux de Bragg 221 sont espacés entre eux et occupent chacun un tronçon de longueur L 1,i du conducteur optique 230. Le tronçon de longueur L 1,i est par exemple de 3 mm. Le pas est différent pour chaque réseau de Bragg 221. Le pas de chaque réseau de Bragg 221 est choisi pour que chaque réseau de Bragg 221 joue le rôle d’un élément sensible de température, appelé aussi point de mesure de température, selon un principe basé sur le fait que le réseau de Bragg réfléchit des signaux optiques avec une longueur d’onde qui varie en fonction de la température appliquée en vis-à-vis du réseau de Bragg 221 à l’extérieur du conducteur optique 230. Ce principe est connu et décrit par exemple dans le brevet FR3106889B1. Précisément, le pas de chaque réseau de Bragg 221 est adapté pour réfléchir des signaux optiques O’ 2 avec une longueur d’onde variable en fonction de la température. Plus précisément encore, le pas de chaque réseau de Bragg 221 est adapté pour réfléchir les signaux optiques O 2 avec une longueur d’onde variable en fonction de la température dans une gamme de température comprise entre -55°C et 1200°C correspondant aux besoins moteur. La pluralité de réseaux de Bragg 221 joue ainsi le rôle d’une pluralité de points de mesure de température, cela dans la gamme de températures comprise entre -55°C et 1200°C. En référence à la , le conducteur optique 231 comprend au moins un réseau de Bragg 221 formé à une distance inférieure à 10 mm de la cavité Fabry-Pérot 222. Le réseau de Bragg et la cavité Fabry-Pérot jouent alors respectivement le rôle d’un élément sensible de température et d’un élément sensible de pression et forment en combinaison un point de mesure 223 couplée de température et de pression. Nous allons maintenant décrire l’interrogateur optique 240 en référence à la . De façon générale, l’interrogateur optique 240 permet d’utiliser le conducteur optique 230 pour réaliser une mesure optique de pression avec la cavité Fabry-Pérot 222, et réaliser une pluralité de mesures optiques de températures avec les réseaux de Bragg 221. L’interrogateur optique 240 est aussi configuré pour transmettre ces mesures à l’extérieur du système 2 de mesure de pression et de température, par exemple à un organe de commande 3 du moteur d’aéronef 1. Ainsi, l’organe de commande 3 du moteur 1 peut utiliser les mesures fournies par le système de mesure 2 de pression et de température pour ajuster le fonctionnement du moteur 1, détecter des défaillances, ou anticiper des défaillances dans le moteur 1. D’après ce qui a été décrit juste avant, la mesure optique de pression consiste à détecter et mesurer une longueur d’onde dans des signaux réfléchis O 2 (spectre d’interférences) par la cavité Fabry-Pérot, et à déduire une valeur de pression au point de mesure de pression 222 à partir de cette longueur d’onde mesurée et de données de calibration de pression. Les données de calibration de pression donnent la variation de la longueur d’onde en fonction de la pression appliquée et s’expriment en pm/bar. Elles présentent une sensibilité qui varie entre 1 pm/bar et 100 pm/bar selon la forme de la cavité Fabry-Pérot. Similairement, la mesure optique de température consiste à détecter et mesurer une pluralité de longueurs d’onde dans les signaux optiques O’ 2 réfléchis par la pluralité de réseaux de Bragg 221, et à déduire une pluralité de températures mesurées aux différents points de mesure de température 221, chaque température étant déduite à partir de chaque longueur d’onde détectée et de données de calibration de température établies pour chaque réseau de Bragg 221. Les données de calibration de température donnent la variation de la longueur d’onde en fonction de la température appliquée et s’expriment en pm/°C. Elles présentent généralement une sensibilité de 10 pm/°C. Pour réaliser ces fonctions, l’interrogateur optique 240 décrit comprend un dispositif de commande 244 et les éléments suivants : un module source 241, un module de détection 242, un coupleur optique 243. Le module source 241 comprend une source lumineuse agencée pour générer des signaux optiques O 1 . La source lumineuse est par exemple un laser accordable ou une source optique dite « à large bande » telle qu’une diode électroluminescente, ou LED pour « Light Emitting Diode » selon la terminologie anglaise, ou une diode supra luminescente ou SLED pour « Super-Luminescent Emitting Diode » selon la terminologie anglaise. Le module de détection 242 est un module opto-électronique agencé pour détecter les signaux optiques réfléchis O 2 par la cavité de Fabry-Pérot 222 et détecter les signaux optiques O’ 2 réfléchis par la pluralité de réseaux de Bragg 221. Le coupleur optique 243, dit aussi routeur optique, est couplé optiquement et de manière directe au module source 241, au conducteur optique 230 (cela par son extrémité proximale 2301), et au module de détection 242. Dit autrement, le coupleur optique 243 relie optiquement d’une part le module source 241 au conducteur optique 230, et d’autre part le conducteur 230 au module de détection 242 sans utiliser de composants optiques dans l’espace libre. Le couplage est alors réalisé par des conducteurs optiques tels que fibres optiques, ou barreaux de saphir. Le coupleur optique 243 permet de transférer en les confinant dans des conducteurs optiques les signaux optiques O 1 générés par le module source 241 à travers le conducteur optique 230. Il permet aussi de transférer en retour les signaux optiques réfléchis O 2 par la cavité de Fabry-Pérot et les signaux optiques réfléchis O’ 2 par les réseaux de Bragg dans le module de détection 242. Le coupleur optique 243 peut être un dispositif simple (une entrée, 2 sorties), ou plus complexe lorsqu’il comprend un multiplexeur apte à coupler optiquement et directement plusieurs conducteurs optiques 230. Le coupleur optique peut aussi comprendre un dispositif pour transformer (moduler, séparer temporellement, filtrer) les signaux optiques générés O 1 et transférer des signaux optiques modifiés dans le conducteur optique 230. Le dispositif de commande 244 est un dispositif électronique comprenant un processeur, des moyens de communication, des moyens de stockage de données, des moyens d’alimentation électrique. Le processeur est configuré pour communiquer des données S à l’extérieur de l’interrogateur optique, par exemple à l’organe de commande 3 du moteur 1. Le processeur est aussi configuré pour communiquer avec le module source 241 et le module de détection 242 pour les piloter. Le processeur du dispositif de commande 244 est ainsi configuré pour commander la génération des signaux optiques O 1 avec le module source 221, et commander la détection des signaux optiques réfléchis O 2 , O’ 2 , par la cavité Fabry-Pérot 222 et les réseaux de Bragg 221 avec le module de détection 242, puis pour : mesurer les signaux optiques réfléchis O 2 par la cavité Fabry-Pérot 222 et déterminer à partir de ladite mesure une valeur de pression au point de mesure de pression 222, mesurer les signaux optiques réfléchis O’ 2 , par la pluralité des réseaux de Bragg 221 et déterminer à partir desdites mesures une pluralité de valeurs de températures aux différents points de mesure de température 221, transmettre un signal électrique S représentatif des valeurs de pression et de température déterminées, L’interrogateur optique 240 offre une robustesse et une taille compatible avec une intégration dans une zone moteur, par exemple dans la zone froide 11 du moteur 1 (cf. ). Le conducteur optique 230 offre par ailleurs la flexibilité et la résistance aux conditions de température de la zone chaude 12 du moteur 1 qui permettent de l’installer (le disposer) dans tout le moteur. Les points de mesure 222-221 de pression et de température du conducteur optique 230 sont entourés d’un fluide qui peut être de l’air, de l’huile, du carburant ou de l’eau, selon la position de ces points de mesure dans le moteur 1. Un même conducteur optique 230 peut être entouré de différents fluides le long de sa longueur L. Plus précisément, en référence à la , le conducteur optique 230 est installé dans le moteur 1 de sorte qu’au moins l’extrémité distale 2302 du conducteur 230 soit au contact de la zone chaude 12 du moteur 1. Ainsi, la mesure de pression, par la cavité Fabry-Pérot 222, est réalisée in-situ et non plus de manière déportée. Toujours en référence à la , au moins un point de mesure de température 221 est en contact avec la zone froide 11 du moteur 1. Ainsi, la température est mesurée aussi dans la zone froide 11 du moteur 1. La représente une vue en coupe schématique d’une partie de la zone chaude 12 du moteur 1 de la , cette partie étant relative à la tuyère d’éjection 123 de gaz d’échappement. Le conducteur optique 231 est agencé autour de cette tuyère d’éjection 123. Il comprend une cavité Fabry-Pérot 222 et sept réseaux de Bragg 221-1 à 221-7 répartis autour et de la tuyère d’éjection 123. Chacun des sept réseaux de Bragg 221-1 à 221-7 fournit une mesure d’une température des gaz d’échappement. Un seul conducteur optique 231 est ainsi utilisé pour fournir une mesure précise des gaz d’échappement, là où il était nécessaire d’utiliser 8 capteurs électriques et autant de câbles blindés. D’après ce qui vient d’être évoqué, le conducteur optique 230 offre une flexibilité et une résistance aux conditions extérieures de température qui permettent de le dérouler dans le moteur 1 d’aéronef et de l’y installer. De même, l’interrogateur optique 240 offre, notamment grâce au fait qu’il comprend des modules source 241 et de détection 242 couplés directement avec le conducteur optique 230, une résistance et une masse compatible avec son installation dans le moteur 1. Par ailleurs, en référence avec la , le conducteur optique 230 et le conducteur optique 231 comportent un nombre de points de mesure de température augmenté par rapport à l’état de l’art. Le moteur d’aéronef 1 selon l’invention offre en outre l’avantage de présenter un volume et une masse sensiblement identique à un moteur qui ne comporterait pas de système de mesure de pression et de température. Moteur d’aéronef (1) comprenant un système de mesure de température et de pression (2) comprenant un interrogateur optique (240) et au moins un conducteur optique (230), le conducteur optique (230) comprenant un point de mesure de pression (222) disposé à l’intérieur du moteur (1) et formé à une extrémité distale (2302) par une cavité de Fabry-Pérot (222), et une pluralité de points de mesure de température (221) disposés dans le moteur (1) et espacés les uns des autres le long du conducteur optique (230), chaque point de mesure de température (221) étant formé par un réseau de Bragg (221), l’interrogateur optique (240) comprenant un dispositif de commande (244), un module source (241) pour générer des signaux optiques (O 1 ) à travers le conducteur optique (230), un module de détection (242) pour détecter des signaux optiques réfléchis (O 2 , O’ 2 ), et un coupleur optique (243) couplant optiquement et de manière directe le module source (241) et le module de détection (242) à une extrémité proximale (2301) du conducteur optique (230), le dispositif de commande (244) étant configuré pour : mesurer les signaux optiques réfléchis (O 2 ) par la cavité Fabry-Pérot (222) et déterminer à partir de ladite mesure une valeur de pression au point de mesure de pression (222), mesurer les signaux optiques réfléchis (O’ 2 ) par la pluralité des réseaux de Bragg (221) et déterminer, à partir desdites mesures, une valeur de température pour chaque point de mesure de température (221), transmettre un signal électrique (S) représentatif des valeurs de pression et de température déterminées. Moteur d’aéronef (1) selon la revendication 1 dans lequel le point de mesure de pression (222) est au contact d’une partie d’une zone chaude (12) du moteur d’aéronef (1). Moteur d’aéronef (1) selon la revendication 2 dans lequel le conducteur optique (230) est agencé autour d’une tuyère d’éjection (123) de gaz d’échappement du moteur d’aéronef (1) et comprend une pluralité de points de mesure de température (221) répartis autour de ladite tuyère d’injection (123), chaque point de mesure de température (221) fournissant une mesure d’au moins une température des gaz d’échappement. Moteur d’aéronef (1) selon l’une des revendications 1 à 3 dans lequel le dispositif de commande (244) est configuré pour déterminer des valeurs de pression et de température concernant un fluide externe au conducteur optique, le fluide étant choisi parmi les fluides suivants : l’air, l’huile, le carburant, ou l’eau. Moteur d’aéronef (1) selon l’une des revendications 1 à 4 dans lequel le conducteur optique (230) est une fibre optique, ou un barreau de saphir. Moteur d’aéronef (1) selon la revendication 5 dans lequel la fibre optique est une fibre optique de silice, ou une fibre optique de saphir. Moteur d’aéronef (1) selon l’une des revendications 1 à 6 dans lequel au moins un réseau de Bragg (221) est formé à une distance inférieure à 10 mm de la cavité Fabry-Pérot (222). Moteur d’aéronef selon l’une des revendications 1 à 7 dans lequel le conducteur optique (230) comprend au moins un point de mesure de température (221) positionné au contact d’une zone froide (11) du moteur d’aéronef (1). Moteur d’aéronef (1) selon l’une des revendications 1 à 8 dans lequel le dispositif de commande (244) est configuré pour utiliser la mesure des signaux optiques réfléchis (O 2 ) par la cavité Fabry-Pérot (222) afin de déterminer une longueur d’onde variable en fonction de la pression et déterminer la valeur de pression à partir de ladite longueur d’onde mesurée et de données de calibration de pression. Moteur d’aéronef (1) selon l’une des revendications 1 à 9 dans lequel le dispositif de commande (244) est configuré pour utiliser la mesure des signaux optiques réfléchis (O’ 2 ) par la pluralité de réseaux de Bragg (221) afin de déterminer une pluralité de longueurs d’ondes variables en fonction de la température et déterminer à partir desdites longueurs d’onde mesurées et de données de calibration de température, une valeur de température pour chaque point de mesure de température (221).