FR 3150234 A1 20241227 FR 2306521 A 20230622 Un ensemble comprenant au moins une turbomachine (2) pour un aéronef comprenant un carter dans lequel est monté au moins un corps rotatif pour permettre la propulsion de l’aéronef, un flux d’air circulant d’amont vers l’aval dans la turbomachine (2), au moins une centrale inertielle (3) montée dans la turbomachine (2), la centrale inertielle (3) étant configurée pour mesurer au moins une charge turbomachine appliquée à la turbomachine au cours d’un vol de l’aéronef et au moins un calculateur configuré pour déterminer au moins un dysfonctionnement de la turbomachine (2) à partir de la charge turbomachine. Figure de l’abrégé : Figure 3 Ensemble d’au moins une turbomachine d’aéronef et d’une centrale inertielle et procédé associé La présente invention concerne le domaine de la surveillance de l’état de santé d’une turbomachine d’aéronef, en particulier, pour permettre sa maintenance prédictive. Lorsqu’un aéronef réalise des manœuvres, par exemple une élévation ascendante ou un virage latéral, ou lorsqu’il subit une rafale, un aéronef est soumis à des accélérations et des vitesses angulaires importantes. Il est connu d’équiper l’aéronef avec une centrale inertielle positionnée dans un fuselage central de l’aéronef afin de mesurer les accélérations et les vitesses angulaires qui s’appliquent à l’aéronef. Lorsque les accélérations et les vitesses angulaires dépassent un seuil prédéterminé, une opération de maintenance est programmée sur les turbomachines d’aéronef afin de vérifier que les accélérations et les vitesses angulaires n’ont pas impacté le bon fonctionnement desdites turbomachines d’aéronef. En pratique, il n’existe pas de corrélation forte entre les accélérations et les vitesses angulaires appliquées à l’aéronef et les dysfonctionnements des turbomachines d’aéronef. Il en résulte que la programmation des opérations de maintenance n’est pas optimale, ce qui augmente les coûts et le temps d’immobilisation des turbomachines. L’invention vise à éliminer au moins certains de ces inconvénients. PRESENTATION DE L’INVENTION L’invention concerne un ensemble comprenant : au moins une turbomachine pour un aéronef comprenant un carter dans lequel est monté au moins un corps rotatif pour permettre la propulsion de l’aéronef, un flux d’air circulant d’amont vers l’aval dans la turbomachine, au moins une centrale inertielle montée dans la turbomachine, la centrale inertielle étant configurée pour mesurer au moins une charge turbomachine au cours d’un vol de l’aéronef, la charge turbomachine comprenant au moins une accélération appliquée à la turbomachine, et au moins un calculateur configuré pour déterminer au moins un dysfonctionnement de la turbomachine à partir de la charge turbomachine. Grâce à l’invention, les accélérations appliquées à la turbomachine sont directement mesurées dans la turbomachine. Cela permet de déterminer de manière pertinente l’amplitude ainsi que les cycles d’accélération subis par la turbomachine. L’impact réel sur une turbomachine peut ainsi être déterminé pour réaliser une maintenance prédictive ou émettre une alarme pour prévenir les pilotes. De préférence, la charge turbomachine comprend des accélérations appliquées à la turbomachine selon au moins trois axes. On détermine ainsi un vecteur d’accélération pour qualifier de manière précise l’impact d’une rafale ou d’une manœuvre. De préférence la charge turbomachine comprend au moins une vitesse angulaire appliquée à la turbomachine, de préférence, des vitesses angulaires appliquées à la turbomachine pour au moins trois axes. Selon un aspect, le calculateur est configuré pour déterminer au moins un point de fonctionnement de la turbomachine à partir de mesures de charge turbomachine et pour comparer le point de fonctionnement à un modèle prédéterminé afin de déterminer un dysfonctionnement. Selon un aspect, le calculateur est embarqué dans l’aéronef et configuré pour émettre une alarme lors de la détermination d’un dysfonctionnement. Cela permet d’assister un pilote de l’aéronef de manière réactive en cas de dysfonctionnement. De manière préférée, le calculateur est embarqué dans la turbomachine dans l’aéronef. Selon un aspect, la turbomachine ayant un centre de gravité, la turbomachine étant suspendue à l’aéronef en porte à faux, la centrale inertielle est montée sur une partie en porte à faux. Cela permet avantageusement de mesurer les débattements liés au porte à faux suite à une rafale ou autre. La partie en porte à faux amplifie les oscillations et est surveillée de manière optimale. Selon un aspect, la turbomachine ayant un centre de gravité, la turbomachine comprenant au moins une première suspension positionnée en amont du centre de gravité et au moins une deuxième suspension positionnée en aval du centre de gravité, la centrale inertielle est montée entre la première suspension et la deuxième suspension, de préférence, à proximité du centre de gravité. Cela permet de surveiller les efforts de balancier subis par la turbomachine. Selon un aspect, la turbomachine comportant une veine primaire alimentant une chambre de combustion, une veine secondaire dans laquelle le flux d’air est accéléré et un carter de séparation séparant la veine primaire de la veine secondaire, la centrale inertielle est montée dans le carter de séparation. Cela permet de ne pas augmenter l’encombrement de la turbomachine et de rester au plus près de l’axe de la turbomachine pour obtenir des accélérations pertinentes. Selon un aspect, la centrale inertielle comprend une pluralité de modules élémentaires qui sont reliés entre eux. De préférence, les modules élémentaires sont à une même position axiale définie selon l’axe X et à des positions azimutales différentes. Cela permet de manière avantageuse de répartir les contraintes d’encombrement, de montage et d’accessibilité. Selon un aspect préféré, les capteurs d’accélération et les gyroscopes appartiennent à des modules élémentaires différents de la centrale inertielle afin d’optimiser la compacité et le fonctionnement. L’invention concerne également un aéronef comprenant au moins une aile latérale et au moins un ensemble tel que présenté précédemment, la turbomachine de l’ensemble étant suspendue à l’aile latérale. Cela permet de mesurer l’impact d’un positionnement de la turbomachine sous une aile latérale ainsi que l’impact de la souplesse de ladite aile latérale. L’invention s’applique également à un aéronef comprenant un fuselage et une turbomachine montée sur une partie arrière du fuselage. Cela permet de mesurer la charge appliquée à la turbomachine indépendamment de la charge appliquée à l’aéronef. L’invention concerne également un procédé de détermination d’au moins un dysfonctionnement d’une turbomachine dans un ensemble tel que présenté précédemment, le procédé comprenant des étapes consistant à : Mesurer des charges turbomachine appliquées à la turbomachine au cours d’un vol de l’aéronef, et Déterminer au moins un dysfonctionnement de la turbomachine à partir des charges turbomachine. PRESENTATION DES FIGURES L’invention sera mieux comprise à la lecture de la description qui va suivre, donnée à titre d’exemple, et se référant aux figures suivantes, données à titre d’exemples non limitatifs, dans lesquelles des références identiques sont données à des objets semblables. La est une représentation schématique d’un aéronef lorsqu’il est soumis à une rafale. La est une représentation schématique des accélérations appliquées à la turbomachine et des accélérations appliquées à l’aéronef suite à une rafale. La est une représentation schématique d’une première forme de réalisation d’une turbomachine équipée d’une centrale inertielle. La est une autre représentation schématique de la turbomachine de la . La est une représentation schématique d’une deuxième forme de réalisation d’une turbomachine équipée d’une centrale inertielle. La est une autre représentation schématique de la turbomachine de la . La est une représentation schématique d’un procédé de détermination d’un dysfonctionnement. La est une représentation schématique d’une abaque pour déterminer un dysfonctionnement. Il faut noter que les figures exposent l’invention de manière détaillée pour mettre en œuvre l’invention, lesdites figures pouvant bien entendu servir à mieux définir l’invention le cas échéant. DESCRIPTION DETAILLEE DE L’INVENTION L’invention va être présentée pour un aéronef comprenant une ou plusieurs turbomachines pour assurer sa propulsion. En référence à la , l’aéronef 1 comporte un tronçon central 10 et deux ailes latérales 11. Une turbomachine 2 est montée sur chaque aile latérale 11. Il va de soi que le nombre et la position des turbomachines 2 pourraient être différents. Toujours en référence à la , l’aéronef 1 comporte un module inertiel 12 positionné dans le tronçon central 10 et qui permet de mesurer des charges aéronef F1, appliqués à l’aéronef 1 au cours de son déplacement. Une charge aéronef F1 comporte notamment des accélérations selon trois axes et des vitesses angulaires selon trois axes. Un tel module inertiel 12 n’est pas obligatoire et est présenté pour mettre en avant les avantages de la présente invention. Selon l’invention, en référence à la , chaque turbomachine 2 comporte en outre une centrale inertielle 3 configurée pour mesurer des charges turbomachine F2 subis par la turbomachine 2 au cours du déplacement de l’aéronef 1. Autrement dit, dans la présente configuration, on dispose d’une mesure des charges aéronef F1 et d’une mesure des charges turbomachine F2. Dans cet exemple, il est représenté de manière schématique sur la uniquement l’accélération verticale par souci de clarté. De manière préférée, la centrale inertielle 3 est configurée pour mesurer plusieurs accélérations appliquées à la turbomachine 2 au cours d’un vol de l’aéronef 1 selon plusieurs axes, de préférence trois. De préférence, la centrale inertielle 3 est configurée pour mesurer au moins une vitesse angulaire appliquées à la turbomachine 2 au cours d’un vol de l’aéronef 1. De manière préférée, la centrale inertielle 3 est configurée pour mesurer plusieurs vitesses angulaires appliquées à la turbomachine 2 au cours d’un vol de l’aéronef selon plusieurs axes. Les différentes mesures de la centrale inertielle 3 peuvent être intégrées de manière à déterminer des orientations angulaires, des vitesses ou autres. L’ensemble des mesures de la centrale inertielle 3 appartenant à la turbomachine 2 sont désignées par la suite « charge turbomachine F2 » par souci de clarté et de concision. En référence à la , il est représenté un mouvement de rafale RAF subit par l’aéronef 1 et par chaque turbomachine 2 montée sous une aile latérale 11. La charge turbomachine F2 est différente de la charge aéronef F1 pour plusieurs raisons. Selon un premier aspect, le transport des efforts liés aux accélérations et aux moments liés aux vitesses angulaires entre un point de l’aéronef 1 et un point de la turbomachine 2 va modifier la charge turbomachine F2 par rapport à la charge aéronef F1. Cela est particulièrement notable lors d’une manœuvre ou d’une rafale. Selon un deuxième aspect, la charge turbomachine F2 dépend de la réponse dynamique de l’aile à une sollicitation mécanique. En considérant la turbomachine 1 comme une masse et l’aile comme un ressort, si la masse subit des accélérations/moments, l’aile va répondre et amplifier ces accélérations/moments. A titre d’exemple, une rafale purement verticale peut ne pas entraîner de rotation du fuselage de l’aéronef 1 mais peut entraîner une réponse dynamique de l’aile. Les deux effets ci-dessous peuvent, dans certains cas, se cumuler en fonction du type d’évènement subi. Dans le cas présent, comme illustré à la , les charges turbomachine F2 sont plus élevées que les charges aéronef F1. En référence plus particulièrement à la illustrant un exemple de mise en œuvre simplifié, on remarque notamment que les charges aéronef F1 se présentent sous la forme d’un palier d’accélération PAL tandis que les charges turbomachine F2 se présentent sous la forme de fortes oscillations au début du palier (première période T1) et en fin du palier (deuxième période T2). Au cours de la première période T1, c’est-à-dire lors de l’accélération de l’aéronef 1, la turbomachine 2 subit des charges turbomachine F2 qui sont amplifiées par son positionnement sur une aile latérale 11 et par la souplesse de ladite aile latérale 11. L’amplitude de la charge turbomachine F2 peut être ainsi amplifiée jusqu’à doubler par rapport à la charge aéronef F1 reçue en entrée. Une amplitude excessive peut entrainer l’augmentation des jeux de la turbomachine 2 et dégrader ses performances. Les oscillations correspondent à plusieurs cycles d’accélération de la turbomachine 2, ce qui est différent de l’aéronef 1 qui ne subit qu’un unique palier d’accélération PAL. La répétition de cycles d’accélération est susceptible de conduire à des dysfonctionnements précoces et ne sont pas perçus par l’aéronef 1. La répétition des cycles peut notamment affecter la tenue en fatigue de la turbomachine 2. Les mesures des charges turbomachine F2 sont ainsi des données importantes pour un pilote d’un aéronef étant donné qu’un seuil d’accélération ou un nombre de cycles peut être dépassé par la turbomachine 2 sans être dépassé par l’aéronef 1. Il va dorénavant être présenté plusieurs formes de réalisation d’intégration d’une centrale inertielle 3 dans une turbomachine 2 en référence aux figures 3 à 6. Dans cet exemple, chaque turbomachine 2 possède une architecture à double corps avec, d’une part, un corps basse pression et, d’autre part, un corps haute pression. Il va néanmoins de soi que l’invention s’applique à tout type d’architecture. La turbomachine 2 s’étend selon un axe X qui est orienté de l’amont vers l’aval et permet d’accélérer un flux d’air d’amont vers l’aval. Comme illustré aux figures 3 à 6, chaque turbomachine 2 comporte d’amont vers l’aval : un organe propulsif 20 (hélice ou soufflante), un compresseur basse pression 21, un compresseur haute pression 22, une chambre de combustion 23, une turbine haute pression 24 et une turbine basse pression 25. Dans cet exemple, l’organe propulsif 20, le compresseur basse pression 21 et la turbine basse pression 25 sont reliés par un arbre basse pression 26. Le compresseur haute pression 22 et la turbine haute pression 24 sont reliés par un arbre haute pression 27. La structure d’une telle turbomachine 2 est connue et ne sera pas présentée plus en détails. En référence aux figures 4 et 6, chaque turbomachine 2 comporte une veine primaire V1 alimentant la chambre de combustion 23 et une veine secondaire V2 dans laquelle se déplace le flux d’air accéléré par l’organe propulsif 20. De manière préférée, une centrale inertielle 3 comporte plusieurs capteurs d’accélération (accéléromètres), en particulier, au moins trois afin de mesurer une accélération horizontale, une accélération verticale et une accélération azimutale. Il va de soi que la centrale inertielle 3 pourrait comprendre plus de trois capteurs d’accélération pour mesurer des accélérations différentes ou pour répondre à un besoin de redondance. De préférence, la centrale inertielle 3 comporte plusieurs gyroscopes, en particulier, au moins trois afin de mesurer différentes vitesses angulaires (horizontale, verticale et azimutale). Il va de soi que la centrale inertielle 3 pourrait comprendre plus de trois gyroscopes pour mesurer des vitesses angulaires différentes ou pour répondre à un besoin de redondance. Selon une première forme de réalisation représentée aux figures 3 et 4, la turbomachine 2 est reliée à l’aéronef 1, en particulier à une aile latérale 11, via des suspensions S1, S2 qui sont montées à l’amont de la turbomachine 2. Dans cet exemple, en référence à la , la turbomachine 2 possède un centre de gravité G et les suspensions S1, S2 sont reliées à la turbomachine 2 en amont du centre de gravité G. La turbomachine 2 est ainsi suspendue en porte-à faux. Pour un tel mode de suspension, la centrale inertielle 3 est de préférence positionnée à proximité de la partie aval de la turbomachine 2 qui est en porte à faux comme illustré à la . Dans cet exemple, les suspensions S1, S2 sont reliées à un carter à proximité du compresseur basse pression 21 et la centrale inertielle 3 est positionnée à proximité d’un carter de la turbine haute pression 24. En référence à la , la centrale inertielle 3 est positionnée de manière préférée dans un carter de séparation 20 séparant les deux veines d’air V1, V2, à proximité de la turbine haute pression 24. Afin de supporter les contraintes thermiques à proximité de la turbine, la centrale inertielle 3 comporte de manière préférée une protection thermique, par exemple un revêtement et/ou un dispositif de refroidissement, notamment, par soufflage d’air. Selon une deuxième forme de réalisation représentée aux figures 5 et 6, la turbomachine 2 est reliée à l’aéronef 1, en particulier à une aile latérale 11, via des suspensions S1, S2 qui sont montées respectivement à l’amont et à l’aval de la turbomachine 2. Dans cet exemple, en référence à la , la turbomachine 2 possède un centre de gravité G, une première suspension S1 est reliée à la turbomachine 2 en amont du centre de gravité G tandis qu’une deuxième suspension S2 est reliée à la turbomachine 2 en aval du centre de gravité G. La turbomachine 2 est ainsi suspendue de manière équilibrée. Pour un tel mode de suspension, la centrale inertielle 3 est de préférence positionnée à proximité du centre de gravité G de la turbomachine 2. Dans cet exemple, la première suspension S1 est reliée à un carter à proximité du compresseur basse pression 21, la deuxième suspension S2 est reliée à un carter à proximité de la turbine basse pression 25 et la centrale inertielle 3 est positionnée à proximité du centre de gravité G, en particulier, proche du compresseur haute pression 22. En référence à la , la centrale inertielle 3 est positionnée de manière préférée dans le carter de séparation 20 séparant les deux veines d’air V1, V2, à proximité du centre de gravité G, en particulier, à proximité du compresseur haute pression 22. Selon un aspect (non représenté), si les contraintes d’encombrement sont trop importantes et ne permettent pas le montage d’une centrale inertielle 3 avec tous ses capteurs d’accélération et ses gyroscopes (structure centralisée), la centrale inertielle 3 peut posséder une structure modulaire et comprendre une pluralité de modules élémentaires, dont l’encombrement est réduit, qui sont reliés entre eux. De préférence, les modules élémentaires sont à une même position axiale définie selon l’axe X et à des positions azimutales différentes. Cela permet de manière avantageuse de répartir les contraintes d’encombrement, de montage et d’accessibilité. Selon un aspect, les capteurs d’accélération et les gyroscopes appartiennent à des modules élémentaires différents de la centrale inertielle 3 afin d’optimiser la compacité et le fonctionnement. En pratique, la première forme de réalisation est préférée. Néanmoins, lorsque les contraintes d’encombrement ou les contraintes thermiques l’imposent, la centrale inertielle 3 est positionnée à proximité du centre de gravité G comme présenté dans la deuxième forme de réalisation. Selon un aspect de l’invention, en référence à la , l’aéronef 1 comporte un calculateur embarqué 4, positionné dans le fuselage ou dans une turbomachine 2, configuré pour acquérir les charges turbomachine F2 issues des centrales inertielles 3 afin de les transmettre au cours du vol ou à son terme à un calculateur au sol 4’ afin de permettre un traitement déporté et déterminer un dysfonctionnement DYS, par exemple, un risque d’endommagement, un défaut ou une demande de maintenance. Le calculateur au sol 4’ fournit un rapport de vol comprenant les accélérations et les orientations angulaires (incidences) au cours du vol. Les différentes données sont de préférence stockées dans une base de données de manière à construire un modèle mathématique d’apprentissage afin de permettre une maintenance prédictive. De manière alternative, le calculateur embarqué 4 peut réaliser de manière embarquée le traitement des charges turbomachine F2 pour déterminer un dysfonctionnement DYS. De manière préférée, en cas de dysfonctionnement DYS, le calculateur embarqué 4 est configuré pour émettre une alarme, en particulier, dans un poste de pilotage de l’aéronef. L’alarme peut être visuelle, sonore, informatique ou autre. De manière préférée, l’alarme qualifie le type de dysfonctionnement DYS pour fournir une information précise aux pilotes de l’aéronef 1 (aucune maintenance, maintenance prochaine, maintenance immédiate, etc.). Cela permet de réagir de manière réactive en cas d’évènement particulier (rafale importante, etc.). Un exemple de traitement des charges turbomachine F2 va être dorénavant présenté. A titre d’exemple, on détermine un point de fonctionnement Px pour la turbomachine 2 qui dépend, d’une part, de l’accélération verticale Nz et, d’autre part, d’une vitesse angulaire de tangage Wy. L’accélération verticale Nz et la vitesse angulaire de tangage Wy sont déterminées par la centrale inertielle 3 de chaque turbomachine 2. En référence à la , le point de fonctionnement Px est comparé à au moins un modèle prédéterminé, ici une abaque prédéterminée ABQ, qui détermine par exemple une première zone nominale Z1, une deuxième zone de risque faible Z2 et une troisième zone de risque élevé Z3. Dans cet exemple, plus l’accélération verticale Nz (exprimé en G) et plus la vitesse angulaire de tangage Wy (exprimé en rad.s-1) sont élevées et plus le risque est important comme illustré à la . Grâce à l’invention, tout dysfonctionnement DYS propre à une turbomachine 2 est déterminé de manière réactive et précise. Cela permet de mettre en œuvre une maintenance pertinente d’une turbomachine 2 et de réduire les coûts. Ensemble comprenant au moins une turbomachine (2) pour un aéronef (1) comprenant un carter dans lequel est monté au moins un corps rotatif pour permettre la propulsion de l’aéronef (1), un flux d’air circulant d’amont vers l’aval dans la turbomachine (2), au moins une centrale inertielle (3) montée dans la turbomachine (2), la centrale inertielle (3) étant configurée pour mesurer au moins une charge turbomachine (F2) au cours d’un vol de l’aéronef (1), la charge turbomachine (F2) comprenant au moins une accélération appliquée à la turbomachine (2), et au moins un calculateur (4, 4’) configuré pour déterminer au moins un dysfonctionnement (DYS) de la turbomachine (2) à partir de la charge turbomachine (F2). Ensemble selon la revendication 1 dans lequel la charge turbomachine (F2) comprend des accélérations appliquées à la turbomachine (F2) selon au moins trois axes. Ensemble selon l’une des revendications 1 à 2, dans lequel la charge turbomachine (F2) comprend au moins une vitesse angulaire appliquée à la turbomachine (F2), de préférence, des vitesses angulaires appliquées à la turbomachine (F2) pour au moins trois axes. Ensemble selon l’une des revendications 1 à 3 dans lequel le calculateur (4, 4’) est configuré pour déterminer au moins un point de fonctionnement (Px) de la turbomachine (2) à partir de mesures de charge turbomachine (F2) et pour comparer le point de fonctionnement (Px) à un modèle prédéterminé (ABQ) afin de déterminer un dysfonctionnement (DYS). Ensemble selon la revendication 4, dans lequel le calculateur (4) est embarqué dans l’aéronef (1) et configuré pour émettre une alarme lors de la détermination d’un dysfonctionnement (DYS). Ensemble selon l’une des revendications 1 à 5 dans lequel, la turbomachine (2) ayant un centre de gravité (G), la turbomachine (2) étant suspendue à l’aéronef (1) en porte à faux, la centrale inertielle (3) est montée sur une partie en porte à faux. Ensemble selon l’une des revendications 1 à 5 dans lequel, la turbomachine (2) ayant un centre de gravité (G), la turbomachine (2) comprenant au moins une première suspension (S1) positionnée en amont du centre de gravité (G) et au moins une deuxième suspension (S2) positionnée en aval du centre de gravité (G), la centrale inertielle (3) est montée entre la première suspension (S1) et la deuxième suspension (S2), de préférence, à proximité du centre de gravité (G). Ensemble selon l’une des revendications 1 à 7 dans lequel, la turbomachine (2) comportant une veine primaire (V1) alimentant une chambre de combustion (23), une veine secondaire (V2) dans laquelle le flux d’air est accéléré et un carter de séparation (20) séparant la veine primaire (V1) de la veine secondaire (V2), la centrale inertielle (3) est montée dans le carter de séparation (20). Aéronef (1) comprenant au moins une aile latérale (11) et au moins un ensemble selon l’une des revendications à 1 à 8, la turbomachine (2) de l’ensemble étant suspendue à l’aile latérale (11). Procédé de détermination d’au moins un dysfonctionnement (DYS) d’une turbomachine (2) dans un ensemble selon l’une des revendications 1 à 8, le procédé comprenant des étapes consistant à : Mesurer des charges turbomachine (F2) appliquées à la turbomachine (2) au cours d’un vol de l’aéronef (1), et Déterminer au moins un dysfonctionnement (DYS) de la turbomachine (2) à partir des charges turbomachine (F2).