Titre de l'invention : DETECTION D'UN VENT DE TRAVERS SUR UNE TURBOMACHINE A PARTIR DES DONNEES DU MOTEUR

Domaine Technique

L’invention concerne le domaine de la surveillance d’une turbomachine d’un aéronef, et plus particulièrement la détection d’un vent de travers, notamment pour l’assistance à la maintenance aéronautique.

Technique antérieure

On constate aujourd’hui une mise en place systématique de services de maintenance prédictive. De cette manière, les fabricants de moteurs cherchent à anticiper au mieux des défaillances susceptibles d’affecter des moteurs équipant des aéronefs. La mise en place de ces services s’est en outre accélérée depuis l’arrivée sur le marché de l’aviation civile de contrats à l’heure de vol.

Ces services de maintenance prédictive reposent de manière essentielle sur des mesures acquises au cours d’une ou plusieurs missions de vol des aéronefs, et qui sont représentatives non seulement du comportement d’un moteur, mais également du contexte d’acquisition rencontré par ce moteur au cours. Plus particulièrement, des besoins logistiques et matériels utiles à la réalisation des services de maintenance sont proposés à partir d’une analyse desdites mesures.

A titre d’exemple, les mesures représentatives du comportement du moteur peuvent concerner différentes variables, comme une vitesse de rotation d’un arbre de turbine, une pression et / ou une température et / ou un niveau d’huile dans un circuit d’huile, un débit de carburant, une température de gaz d’échappement, etc. Les mesures représentatives du contexte d’acquisition peuvent quant à elles concerner d’autres variables, comme par exemple la météo, le pilotage, le vieillissement du moteur, le poids de l’avion, etc.

De manière conventionnelle, lesdites mesures sont acquises par des moyens d’acquisition embarqués dans un aéronef, et mises à disposition d’un dispositif récepteur au sol en possession de l’avionneur, afin d’être analysées. Cette mise à disposition s’effectue soit lors de la mission de vol, typiquement par transmission via une liaison satellite, soit après l’atterrissage par un déchargement d’une mémoire dans laquelle ont été mémorisées lesdites mesures.

Il est connu par exemple du document WO 2020/201652 un procédé de surveillance d’un moteur sur la base d’au moins deux mesures, l’une étant normalisée par rapport à l’autre, et la surveillance consistant en la détection d’une anomalie sur une dérive anormale de l’indicateur normalisé.

Il est également connu du document FR 2 097 897 un procédé de démarrage d’une turbomachine en présence d’un vent arrière basé sur la surveillance d’une turbomachine à partir d’un ensemble d’information.

Or, en l’absence de remontée d’informations de l’avionique (système avion comme une sonde Pitot) et/ou des stations météorologiques au sol, il n’est pas connu de méthode pour déterminer si un moteur d’un aéronef a expérimenté un vent de travers sur la base des données satellites, telles que les données « ACARS », ou sur la base des données issues du moteur, telles que les données « Continues » (pour « Continuous Engine Operational Data » en anglais) au sol, et encore moins en vol. L’absence de ces données peut être liées à :

- des pannes du système avionique, par exemple liées à un problème technique empêchant les systèmes embarqués de mesures, acquisition, traitement, enregistrement de la cellule avions, soit de communiquer vers les systèmes sols de l’avionneur, de la compagnie aérienne et/ou d’un équipementier d’origine, ou

« Original Equipement Manufacturer » (OEM) en anglais, tels qu’un motoriste d’aéronefs, soit, indépendamment des accords de la compagnie aérienne ou de l’avionneur, de transmettre les données (elles ne sont pas récupérées du fait d'une panne technique du système de récupération/transmission à bord de l'avion : calculateur, système de transmission, dispositif de mémorisation des données),

- un blocage de l’accès aux données avioniques (interdiction à l'OEM d'accéder à ces données - décision de la compagnie aérienne), lié par exemple à un problème de gouvernance des données, ou une indisponibilité des données avioniques (l'avion a pu émettre les données et elles sont stockées, et à disposition de l'OEM, mais l'OEM n'arrive pas à les récupérer pour des problèmes techniques du système de récupération des données au sol : par exemple les systèmes d'information de l'OEM ou implémentés à bord de l'avion (système de la compagnie aérienne) n'arrivent pas à communiquer ou ne sont pas assez performants). - un blocage d’accès aux données sols (capteurs de pression au sol, radars, et tout système au sol du périmètre de l'aéroport, de station météorologique, étatique, etc.) ou une non pertinence (pour déterminer quelle est la situation courante de l'aéronef en vol).

Or, la connaissance de l’expérience de vent de travers permet de guider la régulation d’un moteur (au démarrage notamment), mais également d’améliorer les modèles d’endommagement (contraintes physiques asymétriques sur un aubage, un arbre) d’une turbomachine ou encore de normaliser d’autres surveillances sensibles à ce phénomène aérodynamique.

Aussi bien pour des conditions de roulage que pour des conditions en vol d’un aéronef, il existe un besoin de détecter la présence éventuelle et la direction d’un vent de travers agissant sur des moteurs d’aéronefs sur la base des données moteurs, en l’absence de données issues de station sol, ou de données de l’avionique.

Exposé de l’invention

L'invention vise à fournir une solution pour détecter des conditions de vent de travers pour des turbomachines d’un aéronef en l’absence de données issues de station au sol ou de données satellitaires ou de données de l’avionique.

Un objet de l’invention propose un procédé de détection de la présence d’un vent de travers pour une turbomachine d’un aéronef, l’aéronef comportant au moins deux turbomachines disposées de part et d’autre d’un axe principal de l’aéronef s’étendant entre un nez de l’aéronef et une queue de l’aéronef, lesdites turbomachines comportant chacune un arbre basse pression et un ensemble d’au moins trois capteurs de régulation du fonctionnement de la turbomachine, un premier capteur de l’ensemble étant configuré pour mesurer le régime de l’arbre basse pression, un deuxième capteur de l’ensemble étant configuré pour mesurer une première pression ou température à une première localisation sur la turbomachine, et un troisième capteur de l’ensemble étant configuré pour mesurer une seconde pression ou température à une seconde localisation sur la turbomachine.

Selon une caractéristique générale de l’invention, le procédé comprend les étapes suivantes : - pour chaque turbomachine, une acquisition (E0) des données de l’ensemble d’au moins trois capteurs,

- pour chaque turbomachine, une normalisation (E1 ) de ladite première pression ou température par rapport au régime de l’arbre basse pression et à la seconde pression ou température,

- une comparaison (E2) de la première pression ou température normalisée d’une turbomachine à la première pression ou température normalisée de ladite au moins une autre turbomachine de l’aéronef,

- une détection (E3+E4) de la présence d’un vent de travers à partir du résultat de la comparaison.

L’étape de normalisation de la première pression ou température permet de rendre comparable les premières pressions de chaque turbomachine de l’aéronef.

Pour chaque turbomachine, le premier capteur de pression ou de température configuré pour mesurer la première pression ou température est disposée d’un même côté de la turbomachine, car les turbomachines sont généralement fabriquées en série sans distinction de positionnement droite / gauche. Or, l’axe des turbomachines autour duquel les éléments mobiles sont en rotation est dirigé selon une même direction qui correspond à l’axe principal de l’aéronef. Par conséquent, les turbomachines d’un même aéronef devraient subir la même perturbation aérodynamique liée à leur nacelle respective. Donc, en théorie, on ne devrait pas distinguer de différence de valeur entre les premières pressions ou températures mesurées sur les turbomachines d’un même aéronef.

Cependant, il existe un phénomène de masquage aérodynamique aussi connu sous la dénomination anglaise de « Dutch Roll ». La dynamique du Dutch Roll est connue et témoigne de la stabilité naturelle (par design) d’un avion. Le phénomène s’amorce et s’entretien par les masquages aérodynamiques successifs d’une aile par le fuselage du corps de l’avion lorsque ce dernier entame un lacet.

Plus explicitement, dans un premier temps, l’avion amorce un lacet droit. L’aile droite se retrouve masquée par le corps de l’avion. L’aile masquée subie une perte de vitesse du vent relatif, ça portance chute comparativement à l’aile gauche, qui subit le phénomène inverse : un moment s’installe sur l’axe de l’avion et le roulis s’amorce vers la droite. L’aile gauche s’élève, sa traînée augmente (sa portance en moindre mesure), ce qui introduit un moment sur l’axe de la gouverne, l’avion entame alors un lacet gauche. Le masquage s’atténue, l’aile droite retrouve sa portance et l’avion entame un roulis gauche. Et ainsi de suite.

Le masquage aérodynamique, ou « Dutch Roll », généré par le corps de l’avion et subit par l’une ou l’autre des turbomachines introduit une différence dans les valeurs des premières pressions ou températures mesurées pour les turbomachines d’un même aéronef. Cette différence de valeur est déterminée à l’étape de comparaison et permet de fournir une indication sur une présence d’un vent de travers.

Selon un premier aspect du procédé de détection d’un vent arrière, le procédé peut comprendre en outre une détermination de la direction azimutale du vent de travers détecté à partir du résultat de la comparaison.

Selon un deuxième aspect du procédé de détection d’un vent arrière, le procédé peut comprendre en outre une détermination de la vitesse du vent de travers détecté.

Selon un troisième aspect du procédé de détection d’un vent arrière, l’étape de détection est réalisée à partir d’un résultat moyenné de l’étape de comparaison, le résultat moyenné étant obtenu à partir d’une comparaison d’une moyenne de première pression ou température normalisée à une moyenne de première pression ou température normalisée de ladite au moins une autre turbomachine de l’aéronef, les moyennes étant réalisée à partir des mesures acquises pendant une même fenêtre temporelle, ou bien à partir d’une moyenne des comparaisons réalisées à partir des résultats des comparaisons déterminées pendant une fenêtre temporelle.

La moyenne des mesures ou la moyenne des comparaisons peut être réalisée sur une période d’acquisition de 30 s par exemple pour avoir environ 1200 mesures. La comparaison moyennée peut être réalisée sur des fenêtres glissantes dans le temps afin d’éviter les fausses alertes liées à des perturbations locales et fugaces (rafales de vent, décrochage de l’écoulement en bord des lèvres de la nacelle), d’autant plus si la première pression mesurée est un pression totale.

Selon un quatrième aspect du procédé de détection d’un vent arrière, par rapport au sens du flux d’air dans la turbomachine, la première pression ou température d’une turbomachine est mesurée en amont d’un compresseur basse pression de la turbomachine, et la seconde pression ou température est mesurée en aval dudit compresseur basse pression, le compresseur basse pression étant couplé audit arbre basse pression.

Dans un autre objet de l’invention, il est proposé un aéronef comprenant au moins deux turbomachines disposées de part et d’autre d’un axe principal de l’aéronef s’étendant entre un nez de l’aéronef et une queue de l’aéronef, lesdites turbomachines comportant chacune un arbre basse pression et un ensemble d’au moins trois capteurs de régulation du fonctionnement de la turbomachine, un premier capteur de l’ensemble étant configuré pour mesurer le régime de l’arbre basse pression, un deuxième capteur de l’ensemble étant configuré pour mesurer une pression ou une température à une première localisation sur la turbomachine, et un troisième capteur de l’ensemble étant configuré pour mesurer une pression ou une température à une seconde localisation sur la turbomachine.

Selon une caractéristique générale de l’aéronef selon l’invention, l’aéronef comprend un système de détection d’un vent de travers pour une turbomachine d’aéronef, le système comportant :

- des moyens d’acquisition des données desdits ensembles d’au moins trois capteurs,

- des moyens de normalisation configurés pour normaliser ladite première pression ou température par rapport au régime de l’arbre basse pression et à la seconde pression ou température, des moyens de comparaison configurés pour comparer la première pression ou température normalisée d’une turbomachine à la première pression ou température normalisée de ladite au moins une autre turbomachine de l’aéronef, et des moyens de détection configurés pour générer un signal de présence d’un vent de travers à partir du signal délivré par les moyens de comparaison.

Les capteurs de température peuvent être choisis parmi différents types tels que des capteurs à thermocouples ou encore des capteurs de température à résistance (RTD), et les capteurs de pression peuvent être choisis parmi différents types tels que les jauges de déformation, les jauges piézo-électriques, les capteurs de pression à semi-conducteur, et d’autres. Les capteurs de pression peuvent être des capteurs mesurant une pression statique et/ou une pression totale. En outre, les deux capteurs de pressions peuvent être intégrés au sein d’un boîtier d’acquisition auquel des canalisations conduisent les prélèvements de pression depuis les points d’intérêt.

Selon un premier aspect de l’aéronef, les turbomachines peuvent être symétriques par rapport à l’axe principal de la turbomachine.

Selon un deuxième aspect de l’aéronef, ledit deuxième capteur et ledit troisième capteur de l’ensemble mesure une même grandeur thermodynamique parmi la pression ou la température.

Selon un troisième aspect de l’aéronef, les capteurs de régulation du fonctionnement de la turbomachine de chaque ensemble sont des capteurs du système électronique de commande des turbomachines de l’aéronef.

Le procédé repose sur l’acquisition et le traitement des données des capteurs de régulation de chaque moteur d’un tel aéronef. On appel capteurs de régulation les capteurs intervenant dans le contrôle de la poussée et le maintien du bon fonctionnement de la turbomachine : ils font partie, avec le calculateur de contrôle moteur, du système électronique de commande aussi connu sous la dénomination « FADEC » qui signifie en anglais « Full Authority Digital Engine Control ».

Selon un quatrième aspect de l’aéronef, le deuxième capteur est monté en amont d’une soufflante de la turbomachine à laquelle le deuxième capteur est associé, et le troisième capteur est monté en aval de la soufflante de la turbomachine à laquelle le troisième capteur est associé, la soufflante étant couplée audit arbre basse pression.

Brève description des dessins

[Fig. 1] La figure 1 représente schématiquement un aéronef.

[Fig. 2] La figure 2 représente schématiquement une vue en coupe d’une turbomachine de l’aéronef de la figure 1 .

[Fig. 3] La figure 3 présente un logigramme d’un procédé de détection de la présence d’un vent de travers pour une turbomachine de l’aéronef de la figure 1 .

[Fig. 4] La figure 4 présente schématiquement un système de détection de la présence d’un vent de travers pour une turbomachine 5 d’un aéronef de la figure 1 .

Description des modes de réalisation Sur la figure 1 est représenté une vue schématique d’un aéronef 1 comprenant un nez 2, une queue 3, un axe principal X s’étendant entre le nez 2 et la queue 3 de l’aéronef 1 , deux ailes 4 s’étendant chacune d’un côté de l’axe principal X, et deux turbomachines 5 disposées symétriquement par rapport à l’axe principal X, chaque turbomachine 5 étant montée sur une aile 4 distincte.

Sur la figure 2, est représenté schématiquement une vue en coupe d’une moitié supérieure d’une turbomachine 5 de l’aéronef 1 .

Dans l’exemple illustré sur la figure 2, chaque turbomachine 5 de l’aéronef 1 est une turbomachine à double corps et à double flux. La turbomachine 5 comprend, d’amont en aval selon un axe Y (parallèle à l’axe principal X) de la turbomachine 1 dans le sens d’écoulement des gaz, une entrée d’air 50, une soufflante 51 , un compresseur basse pression (ou BP) 52, un compresseur haute pression (ou HP) 53, une chambre de combustion 54, une turbine haute pression 55, et une turbine basse pression 56.

La turbomachine 5 comprend en outre une veine primaire 57 et une veine secondaire 58 séparées par un carter intermédiaire 59. La veine primaire 57 s’étend en aval de la soufflante 51 et est délimitée radialement par le carter intermédiaire 59. La veine primaire 57 comprend le compresseur basse pression 52, le compresseur haute pression 53, la chambre de combustion 54 et les turbines haute et basse pression 55 et 56. La veine secondaire 58 s’étend autour de la veine primaire 57, également en aval de la soufflante 51 . La veine secondaire 58 s’étend radialement entre le carter intermédiaire 59 et un carter externe s’étendant autour du carter intermédiaire 59.

La turbomachine 5 comprend en outre un ensemble de trois capteurs de régulation du fonctionnement de la turbomachine 5, l’ensemble comportant un premier capteur

6 configuré pour mesurer le régime de l’arbre basse pression, un deuxième capteur

7 configuré pour mesurer une première pression à hauteur de l’entrée d’air 50 de la turbomachine 5, c’est-à-dire en amont de la soufflante 51 , et un troisième capteur 8 configuré pour mesurer une seconde pression en aval de la soufflante 51 la turbomachine 5. Les capteurs de pression sont des jauges à déformation, ou des jauges piézoélectriques, ou les capteurs de pression à semi-conducteur.

Les premiers, deuxièmes et troisièmes capteurs de chaque turbomachine 5 sont des capteurs intégrés au système électronique de commande aussi connu sous la dénomination « FADEC ».

Sur la figure 3 est représenté un logigramme d’un procédé de détection de la présence d’un vent de travers pour une turbomachine 5 d’un aéronef 1 .

Le procédé comprend tout d’abord une première étape 300 d’acquisition des données issues des trois capteurs 6, 7 et 8 pour chacune des deux turbomachines 5 de l’aéronef.

Le procédé comprend, ensuite, une deuxième étape 310 de normalisation de la première pression pour chaque turbomachine 5. Cette étape 310 de normalisation consiste à normaliser pour chaque turbomachine 5 la première pression mesurée par le deuxième capteur 7, c’est-à-dire la pression en amont de la soufflante 51 , par rapport au régime de l’arbre basse pression mesuré par le premier capteur 6et à la seconde pression mesurée par le troisième capteur 8.

Dans une troisième étape 320, le procédé réalise une comparaison de la première pression ainsi normalisée d’une turbomachine 5 de l’aéronef 1 par rapport la première pression normalisée de l’autre turbomachine 5 de l’aéronef 1 . La comparaison peut être réalisée par soustraction des valeurs ou par détermination d’un rapport entre les deux valeurs.

Dans une quatrième étape 330, le procédé comprend une étape de détection de la présence d’un vent de travers à partir du résultat de la comparaison. L’étape de détection comprend notamment une comparaison du résultat de la soustraction ou de la division calculée à l’étape précédente 320 à un seuil de détection pour déterminer s’il y a ou non présence d’un vent de travers.

L’étape de détection permet en outre, à partir du signe du résultat de la soustraction ou à partir de la valeur du rapport calculé, de déterminer la direction azimutale du vent de travers détecté.

L’étape de détection peut être réalisée à partir d’un résultat de comparaison moyenné. Pour cela, on peut réaliser une moyenne des résultats des comparaisons sur une fenêtre temporelle d’environ 30 secondes par exemple. Ou bien, on peut réaliser une comparaison moyennée en réalisant tout d’abord une moyenne des données acquises par les capteurs et en comparant les moyennes ainsi obtenues après normalisation. Sur la figure 4 est représenté schématiquement un système 100 de détection d’un vent de travers pour une turbomachine 5 d’aéronef 1 . Le système 100 comporte des moyens 110 d’acquisition des données des trois capteurs, des moyens de normalisation 120 configurés pour normaliser ladite première pression par rapport au régime de l’arbre basse pression et à la seconde pression ou température, des moyens de comparaison 130 configurés pour comparer la première pression normalisée d’une turbomachine à la première pression normalisée de l’autre turbomachine 5, et des moyens 140 de détection configurés pour générer un signal de présence d’un vent de travers à partir du signal délivré par les moyens de comparaison. L'invention permet ainsi de détecter des conditions de vent de travers pour des turbomachines d’un aéronef en l’absence de données issues de station au sol ou de données satellitaires ou de données de l’avionique.