INPI-France/Brevets-Francais-2024-Chunked huggingface dataset:
Le dispositif d’absorption acoustique 5 comprend en outre un insert 52 , visible sur la , lequel forme un carénage acoustique et comprend un couvercle 520 acoustiquement poreux et au moins une cloison 521 solidaire du couvercle. L’insert 52 peut comprendre tout type de matériau adapté, tel qu’un matériau thermoplastique, le couvercle 520 pouvant être réalisé en matériau composite, métallique ou thermoplastique. Dans ce mode de réalisation, comme visible sur la , la cloison 521 et le couvercle 520 sont monoblocs, c’est-à-dire qu’ils sont venus de matière entre eux, typiquement par moulage, thermocompression, fabrication additive ou par tous types d’usinages appropriés, ce qui permet de faciliter la fabrication de l’insert 52 . Dans ce mode de réalisation, l’insert 52 comprend une pluralité de cloisons 521 , certaines cloisons 521 étant reliées entre elles. La illustre que l’insert 52 est rapporté et fixé au support 51 de sorte à ce que le couvercle 520 ferme (ou obture) au moins une partie de la cavité 511 , voire de toutes les cavités 511 , et à ce que la cloison 521 soit positionnée à l’intérieur de la cavité 511 de sorte à séparer la cavité 511 en au moins deux cellules 53 fermées (ou alvéoles) distinctes. De cette manière, chaque cellule 53 est délimitée par au moins une partie de la paroi 510 et au moins une partie de la cloison 521 . Comme visible sur la , la paroi de conduit 50 est ainsi formée par au moins une partie du couvercle 520 . En fait, l’insert 52 est rapporté et fixé sur la poutre 51 de sorte à ce que le couvercle 520 délimite une partie du conduit 4 en obturant les cavités 511 et à ce que chaque cloison 521 s’étende au sein d’une cavité 511 , si bien que l’insert 52 et la poutre 51 délimitent une pluralité de cellules 53 , qui sont en fait des cellules acoustiques 53 configurées pour absorber une onde acoustique se propageant depuis l’écoulement d’air. Plus précisément, les cellules 53 forment une caisse de résonnance pour l’air aspiré de l’écoulement d’air qui s’y trouve piégé, ce qui permet d’atténuer les émissions sonores liées à l’écoulement d’air au sein de l’ensemble propulsif 1 en fonctionnement. En d’autres termes, le dispositif d’absorption acoustique 5 tire profit de la structure de la poutre 51 , notamment des raidisseurs 5100 , pour former des cellules 53 formant un réseau de résonateurs de Helmholtz grâce à l’apport du couvercle 520 et des cloisons 521 de l’insert 52 . L’insert 52 peut être fixé au support 51 par tout moyen, typiquement grâce à des cages écrous ou des inserts mécaniques (non représentés). Dans le mode de réalisation illustré sur la , le couvercle 520 affleure même le bord 5110 de la paroi 510 de la poutre 51 de sorte à fermer la cavité 511 et à former la paroi de conduit 50 , ce qui permet de limiter les pertes aérodynamiques au niveau du dispositif d’absorption acoustique 5 . En outre, les cloisons 521 présentent chacune une hauteur sensiblement égale à la profondeur de la cavité 511 , afin d’affleurer le fond de la cavité 511 , ce qui permet d’améliorer l’absorption acoustique.
Comme visible sur la et sur la , le caractère acoustiquement poreux du couvercle 250 est obtenu en ménageant au moins un passage 54 traversant à travers le couvercle 520 , de sorte à ce que, une fois l’insert 52 rapporté et fixé sur la poutre 51 , l’onde acoustique puisse se propager depuis l’écoulement d’air jusque dans au moins une cellule acoustique 53 . La et la illustrent que ce passage 54 peut prendre la forme d’orifices 54 s’étendant à travers la paroi de conduit 50 formée par le couvercle 520 , un des orifices 54 autorisant une circulation d’air depuis l’écoulement d’air jusque dans une cellule 53 , un autre des orifices 54 autorisant une circulation d’air depuis l’écoulement d’air jusque dans une autre des cellules 53 . Plus précisément, le couvercle 520 comprend une couche rigide dans laquelle est ménagées une pluralité d’orifices traversants. Cette couche rigide peut, dans une variante (non représentée) être surmontée d’une couche souple acoustiquement poreuse de sorte à ce que, une fois l’insert rapporté et fixé sur la poutre, la couche rigide obture les cavités et la couche souple délimite une partie du conduit. La couche souple peut prendre la forme d’une mousse acoustique ou d’une peau maillée. En tout état de cause, le couvercle 520 peut comprendre une portion rigide et/ou une portion souple, lesquelles ne sont pas forcément superposées l’une à l’autre, mais peuvent être juxtaposées, la portion rigide et la portion souple étant dans tous les cas traitées de sorte à être acoustiquement poreuses. La couche rigide présente une raideur supérieure à la raideur de la couche souple.
Le mode de réalisation illustré sur la est similaire au mode de réalisation illustré de la à la , à ceci près que la cloison 521 et le couvercle 520 ne sont pas monoblocs, la cloison 521 étant rapportée et fixée sur le couvercle 520 , par tout moyen approprié, tel qu’un élément adhésif, le couvercle 520 formant alors une peau aéroacoustique rapportée sur la partie structurale formée par la poutre 51 . Ce mode de formation de l’insert 52 permet d’apporter plus de souplesse dans sa conception. En outre, l’insert 52 comprend une pluralité de cloisons 521 reliées entre elles et au couvercle 520 de sorte à former deux couches (ou étages) de cellules 53 fermées distinctes, ce qui permet d’améliorer l’absorption acoustique. Typiquement, le réseau formé par les cloisons 521 peut présenter une structure en nid d’abeille, dont les propriétés d’absorption acoustiques sont particulièrement intéressantes. Dans ce cas, d’autres passages (non représentés) peuvent s’étendre à travers certaines cloisons 521 pour que l’air prélevé au niveau de la paroi de conduit 50 atteigne toutes les cellules 53 .
Le mode de réalisation illustré sur la est similaire au mode de réalisation illustré sur la , à ceci près que deux inserts 52 sont rapportés et fixés au support 51 , l’un à la suite de l’autre, comme deux caissons superposés, chacun des inserts 52 comprenant un couvercle 520 et au moins une cloison 521 , les inserts 52 pouvant être fixés l’un à l’autre par tout moyen approprié, tel que de l’adhésif. L’utilisation d’une pluralité d’inserts 52 confère une modularité au dispositif d’absorption acoustique 5 qui peut être utile pour optimiser l’absorption acoustique. Dans ce mode de réalisation, chacun des deux inserts 52 comprend un couvercle 520 acoustiquement poreux et une pluralité de cloisons 521 solidaire du couvercle 520 . En revanche, seul un des inserts 52 obture toutes les cavités 511 , l’autre insert 52 étant inséré au sein d’une des cavités 511 de sorte ce que son couvercle 520 l’obture au moins partiellement, et à ce que ses cloisons 521 délimitent plusieurs cellules acoustiques 53 au sein de cette cavité 511 .
Le dispositif d’absorption acoustique a été décrit selon différents modes de réalisation dans lesquels il est associé à une poutre d’une structure fixe d’un inverseur de poussée d’une nacelle d’un ensemble propulsif pour aéronef. Ceci n’est toutefois pas limitatif, puisqu’un tel dispositif d’absorption acoustique peut être agencé n’importe où dans le conduit guidant l’écoulement d’air à travers la veine secondaire de l’ensemble propulsif d’un aéronef, tant qu’il comprend une paroi de conduit délimitant une partie du conduit, et présentant donc une surface en contact avec l’écoulement d’air par laquelle le dispositif d’absorption acoustique est susceptible de capter une partie de l’air, du fait du caractère acoustiquement poreux de la paroi de conduit, pour la piéger dans les cellules. Typiquement, le dispositif d’absorption acoustique peut être agencé au sein d’une nacelle d’un ensemble propulsif pour aéronef qui ne comprend pas d’inverseur de poussée mais forme une tuyère pour le flux d’air circulant au sein de la veine secondaire. Ainsi, si dans les modes de réalisations décrits, la poutre est reliée au rail de l’inverseur de poussée, dans le cas d’une nacelle sans inverseur de poussée, la poutre est simplement intégrée à la nacelle. D’ailleurs, un tel dispositif d’absorption acoustique peut également être agencé dans n’importe quel conduit guidant un écoulement d’air au sein de l’ensemble propulsif, sans être limité à la veine secondaire. De fait, toute paroi délimitant au moins en partie un conduit guidant un écoulement d’air à travers un ensemble propulsif pour aéronef peut être traitée acoustiquement avec le dispositif d’absorption acoustique tel que précédemment décrit. En traitant acoustiquement une plus grande surface du conduit guidant un écoulement d’air au sein d’un ensemble propulsif, typiquement au moyen du dispositif d’absorption précédemment décrit, il est possible de réduire significativement les nuisances sonores associées au fonctionnement de l’aéronef sur lequel l’ensemble propulsif est rapporté et fixé.
Procédé de détection de vibrations issues d’une machine tournante d’un aéronef. L’invention est relative au domaine de l’aide à la maintenance des aéronefs. Comme représenté sur la , un aéronef 1, en particulier un avion de transport, comporte généralement un fuselage 2 pourvu d’ailes 4, de moteurs de propulsion 3, d’une dérive 5 et de plans stabilisateurs 6. L’aéronef est également pourvu d’un ensemble de gouvernes, non représentées sur la , correspondant par exemple à des volets ou des ailerons équipant les ailes 4, à des gouvernes de profondeur associées aux plans stabilisateurs 6 ou encore à une gouverne de direction associée à la dérive 5. Une gouverne est généralement montée mobile en rotation autour d’un axe grâce à une ligne de charnière comportant un ensemble de rotules et permettant d’articuler ladite gouverne par rapport à un élément structurel de l’aéronef. Des manœuvres répétées de la gouverne au fur et à mesure de l’exploitation de l’aéronef peuvent entraîner, dans certaines circonstances, une usure de pièces mécaniques telles que les rotules. Il en résulte des jeux mécaniques, susceptibles d’entraîner des vibrations de la gouverne lorsque l’aéronef est en vol, notamment lorsque la gouverne est peu chargée aérodynamiquement. Ces vibrations ont une fréquence fixe prédéterminée, caractéristique de la gouverne considérée. Ces vibrations peuvent parfois se propager à la structure de l’aéronef et être ressenties par les passagers et par l’équipage de l’aéronef. De plus, des vibrations à bord de l’aéronef peuvent être issues de sources de vibrations de fréquence fixe prédéterminée autres que des gouvernes. Par exemple, des vibrations peuvent être issues d’une porte passagers de l’aéronef, d’une porte d’une case de train d’atterrissage de l’aéronef, d’un joint d’un carénage de l’aéronef, etc.
L’aéronef comporte également un ensemble de machines tournantes telles notamment que les moteurs de propulsion 3, un générateur auxiliaire de puissance de type APU (« Auxiliary Power Unit » en anglais), des ventilateurs de différents systèmes tels par exemple qu’un système de conditionnement d’air, etc. Ces machines tournantes sont susceptibles de fonctionner avec des vitesses de rotation qui varient pendant l’utilisation de l’aéronef. Par exemple, la vitesse de rotation des moteurs de propulsion varie en fonction de la poussée commandée desdits moteurs pendant les différentes phases de vol de l’aéronef. Le fonctionnement d’une machine tournante induit des vibrations dont la fréquence correspond à la vitesse de rotation de la machine tournante. En l’absence de défaillance de la machine tournante, ces vibrations sont de faible amplitude et elles ne sont généralement pas ressenties par les passagers ou par les membres d’équipage de l’aéronef. Lors d’une défaillance de la machine tournante, celle-ci peut produire des vibrations d’amplitude suffisamment élevée pour que ces vibrations soient transmises au fuselage de l’aéronef et soient ressenties par les passagers ou par les membres d’équipage. Certaines machines tournantes telles que les moteurs de propulsion 3 sont équipées de capteurs locaux de vibrations qui permettent d’identifier l’origine desdites vibrations. Il est ainsi possible d’identifier l’origine de vibrations ressenties par les membres d’équipage lorsque celles-ci sont dues à des vibrations d’une machine tournante dont l’amplitude est supérieure à un seuil d’amplitude prédéterminé (correspondant à une défaillance de la machine tournante). Toutefois, dans certaines phases de vol de l’aéronef, des vibrations de faible amplitude de la machine tournante (amplitude inférieure au seuil d’amplitude prédéterminé) peuvent induire des vibrations d’amplitude amplifiée dans le fuselage ou dans le cockpit de l’aéronef, lesquelles peuvent être ressenties par les membres d’équipage. Cela peut notamment être le cas lorsque la vitesse de rotation de la machine tournante correspond temporairement à une fréquence de résonnance d’un élément mécanique de l’aéronef situé à proximité de la machine tournante. Un tel élément mécanique peut par exemple correspondre à un train d’atterrissage situé à proximité d’un moteur de propulsion de l’aéronef.
Lorsque des vibrations sont ressenties par les membres d’équipage lors d’un vol de l’aéronef, les membres d’équipage rédigent un rapport qui est ensuite exploité par un service de maintenance de la compagnie aérienne exploitant l’aéronef afin d’identifier la source des vibrations et de réaliser les opérations de maintenance nécessaires. Lorsque la source de vibrations correspond à une machine tournante produisant des vibrations dont l’amplitude est inférieure au seuil d’amplitude prédéterminée, il est difficile d’identifier cette machine tournante comme étant à l’origine des vibrations ressenties par les membres d’équipage. Des techniciens du service de maintenance peuvent ainsi être amenés à démonter inutilement des gouvernes ou d’autres sources potentielles de vibrations pour rechercher une éventuelle défaillance, alors même que les vibrations issues de la machine tournante correspondent à un fonctionnement normal de l’aéronef. Il peut en résulter une immobilisation plus ou moins longue de l’aéronef, ce qui engendre un coût pour la compagnie aérienne. Il existe par conséquent un besoin pour identifier une situation dans laquelle des vibrations ressenties dans le fuselage ou le cockpit correspondent à des vibrations issues d’une machine tournante. De même, si une machine tournante n’est pas équipée d’un capteur local de vibrations, il est difficile de savoir si cette machine tournante est à l’origine de vibrations ressenties par les membres d’équipage.
Les solutions existantes pour détecter l’origine de vibrations à bord d’un aéronef sont prévues pour détecter des vibrations de fréquence fixe, mais pas pour détecter des vibrations de fréquence variable issues d’une machine tournante. Elles ne sont donc pas appropriées lorsque les vibrations proviennent d’une machine tournante.
La présente invention a notamment pour but d’apporter une solution à ce problème. Elle concerne un procédé de détection de vibrations issues d’une machine tournante d’un aéronef. Ce procédé est remarquable en ce qu’il comprend les étapes suivantes mises en œuvre par une unité de traitement d’un calculateur :
- acquérir des données de vol de l’aéronef correspondant à au moins un signal mesuré par au moins un capteur embarqué à bord de l’aéronef ;
- acquérir une information correspondant à une vitesse de rotation courante de ladite machine tournante de l’aéronef ;
- réaliser un filtrage fréquentiel de l’au moins un signal auquel correspondent les données de vol, de façon à conserver une bande de fréquences incluant une fréquence d’intérêt fonction de la vitesse de rotation de ladite machine tournante de l’aéronef ;
La , déjà décrite, illustre un aéronef.
La illustre de façon schématique un système de détection de vibrations d’une gouverne d’un aéronef, conforme à un mode de réalisation de l’invention.
La illustre de façon schématique un repliement de spectre lors de l’échantillonnage d’un signal.
Le système de détection de vibrations 10 représenté sur la comprend un calculateur 14 comportant une unité de traitement 15. Le calculateur 14 est relié en entrée à une première source d’information 12 comprenant des données de vol d’un aéronef issues d’un enregistreur de données de vol dudit aéronef. De façon non limitative, la première source d’information 12 peut correspondre à une base de données. Le calculateur 14 est également relié en entrée à une deuxième source d’information 16 prévue pour fournir une valeur d’une fréquence de rotation correspondant à une machine tournante de l’aéronef, par exemple un moteur de propulsion de l’aéronef, un générateur auxiliaire de puissance, un ventilateur d’un système de l’aéronef, etc. De façon non limitative, la deuxième source d’informations 16 peut correspondre ou être reliée à un capteur associé à la machine tournante. Lorsque la machine tournante est un moteur de propulsion 3 de l’aéronef, la source d’information 16 fournit par exemple une fréquence de rotation correspondant à un régime moteur dit N1 d’un arbre basse pression du moteur. De façon avantageuse, le calculateur 14 est aussi relié en entrée à une troisième source d’information 13 correspondant par exemple à un fichier ou à une base de données contenant des informations de réglage ou de paramétrage pour la mise en œuvre du procédé objet de l’invention. Le calculateur 14 est relié en sortie à un dispositif utilisateur 18. De façon non limitative, le dispositif utilisateur 18 peut correspondre à un calculateur distinct du calculateur 14 ou encore à une interface homme-machine, telle qu’un écran d’affichage, du calculateur 14.
En fonctionnement, le système 10 permet de mettre en œuvre un procédé de détection de vibrations d’une machine tournante d’un aéronef. Comme représenté sur la , ce procédé comprend une étape E1 d’acquisition, par l’unité de traitement 15, de données de vol d’un aéronef issues d’un enregistreur de données de vol dudit aéronef. L’unité de traitement 15 acquiert ces données de vol auprès de la première source d’information 12. Ces données de vol correspondent à au moins un signal mesuré par au moins un capteur embarqué à bord de l’aéronef, ce capteur correspondant en particulier à un accéléromètre. Au cours d’un vol de l’aéronef, des données de vol de l’aéronef sont enregistrées dans un enregistreur de données de vol. Ces données de vol comprennent notamment des informations issues d’un accéléromètre installé à bord de l’aéronef, cet accéléromètre correspondant par exemple à un accéléromètre 20a faisant partie d’une centrale inertielle IRS (« Inertial Reference System » an anglais) de l’aéronef ou à un accéléromètre 20b installé à proximité du centre de gravité de l’aéronef. Ces données de vol sont enregistrées dans l’enregistreur de données de vol selon une fréquence d’échantillonnage prédéterminée Fe, par exemple égale à 100Hz. Lorsque l’aéronef est au sol, ces données sont transférées vers la première source d’information 12. Dans une étape E2, l’unité de traitement détermine ladite fréquence d’échantillonnage Fe. De façon non limitative, selon une première alternative, l’unité de traitement détermine la fréquence Fe à partir des données acquises à l’étape E1. De façon non limitative encore, selon une deuxième alternative, l’unité de traitement détermine la fréquence Fe en lisant la valeur de ladite fréquence Fe dans un fichier ou dans une base de données. Dans une étape E3, l’unité de traitement 15 acquiert, de la deuxième source d’information 16, une valeur d’une fréquence de rotation Frot correspondant à la machine tournante dont il est souhaité de détecter d’éventuelles vibrations. Cette fréquence de rotation Frot est susceptible de varier au cours du temps pendant l’utilisation de la machine tournante. Par exemple, lorsque la machine tournante est un moteur de propulsion de l’aéronef, le régime moteur N1 varie en fonction de la poussée délivrée par le moteur. Bien que l’étape E3 soit mise en œuvre après l’étape E1 dans le mode de réalisation représenté sur la , cela n’est pas limitatif de l’invention. Sans sortir du cadre de l’invention, l’étape E3 peut aussi être mise en œuvre avant l’étape E1 ou en même temps que l’étape E1. La fréquence de rotation Frot dont la valeur est acquise à l’étape E3 est une fréquence de rotation courante de la machine tournante, c’est-à-dire une fréquence de rotation de la machine tournante à un instant concomitant d’un instant auquel le signal auquel correspondent les données de vol acquises à l’étape E1 a été mesuré par le capteur.
Dans un mode de réalisation, le procédé comprend une étape E4 au cours de laquelle l’unité de traitement détermine une fréquence d’intérêt Fi égale à la fréquence de rotation. Ce mode de réalisation peut notamment être choisi lorsque le domaine d’utilisation de la machine tournante est tel que la fréquence de rotation Frot est toujours inférieure à la moitié de la fréquence d’échantillonnage Fe. Dans un tel cas, les données de vol enregistrées permettent d’analyser un signal de fréquence correspondant à la fréquence de rotation Frot. En effet, conformément au théorème de Shannon, pour pouvoir analyser un signal à partir des données de vol enregistrées, la fréquence d’échantillonnage Fe des données de vol doit être supérieure à deux fois la fréquence du signal que l’on souhaite analyser.
Dans un autre mode de réalisation, à l’étape E4 l’unité de traitement détermine la fréquence d’intérêt Fi de telle façon que si la fréquence Frot correspondant à la vitesse de rotation de la machine tournante est inférieure à la moitié de la fréquence d’échantillonnage Fe, la fréquence d’intérêt est égale à la fréquence correspondant à la vitesse de rotation de la machine tournante et, si la fréquence Frot correspondant à la vitesse de rotation de la machine tournante est supérieure à la moitié de la fréquence d’échantillonnage Fe, la fréquence d’intérêt est égale à une fréquence de repliement de spectre de la fréquence correspondant à la vitesse de rotation de la machine tournante, par rapport à la moitié de la fréquence d’échantillonnage. Dans un tel cas, le fait de choisir la fréquence de repliement de spectre comme fréquence d’intérêt permet d’analyser une partie du signal représentative de vibrations à la fréquence de rotation Frot, même lorsque cette fréquence de rotation est supérieure à la moitié de la fréquence d’échantillonnage. Pour illustrer le choix de la fréquence d’intérêt Fi correspondant à la fréquence de repliement de spectre, la représente la fréquence F en fonction du temps t. La fréquence de rotation Frot de la machine tournante varie en fonction du temps t. Cette fréquence Frot est supérieure d’une valeur ΔF à la moitié de la fréquence d’échantillonnage Fe. La valeur ΔF varie comme la fréquence de rotation en fonction du temps. La fréquence d’intérêt Fi, égale à la fréquence de repliement de spectre, est inférieure de ladite valeur ΔF à la moitié de la fréquence d’échantillonnage Fe. Lorsqu’un signal échantillonné selon la fréquence d’échantillonnage Fe (par exemple 100Hz) présente des oscillations à la fréquence de rotation Frot (par exemple 75Hz) supérieure d’une valeur ΔF à la moitié de la fréquence d’échantillonnage Fe (par exemple 50Hz), les données correspondant à l’échantillonnage dudit signal sont similaires à des données correspondant à un signal présentant des oscillations à la fréquence d’intérêt Fi égale à la fréquence de repliement de spectre (par exemple 25 Hz).
Cet autre mode de réalisation présente l’intérêt de permettre d’utiliser des données de vol issues d’un enregistreur de données de vol pour détecter des vibrations issues d’une machine tournante de l’aéronef même lorsque la fréquence de rotation Frot correspondant à cette machine tournante est supérieure à la moitié de la fréquence d’échantillonnage Fe correspondant à l’enregistreur de données de vol.
Dans les deux modes de réalisation de l’étape E4, la fréquence d’intérêt Fi est variable au cours du temps, en fonction des variations de la fréquence de rotation Frot au cours du temps.