La présente invention concerne un procédé et un dispositif pour détecter l'obstruction d'une prise de pression d'au moins un capteur de pression statique d'un aéronef, au sol.

De façon usuelle, un tel capteur de pression statique fait partie d'une centrale anémométrique qui est destinée à mesurer des "données air" ("air data" en anglais) permettant de déterminer des valeurs de paramètres tels que l'altitude de l'aéronef, sa vitesse ..., qui sont notamment utilisés pour le pilotage de l'aéronef.

On sait qu'un tel capteur de pression statique comporte générale- ment au moins :

- une sonde qui est munie d'une prise de pression traversant le fuselage de l'aéronef ;

- un module qui est relié par une tuyauterie à ladite sonde ; et

- un système de chauffage activable qui est susceptible de chauffer ladite sonde.

Toute défaillance d'un tel capteur de pression statique doit bien entendu pouvoir être détectée de façon rapide et fiable, puisque sinon les mesures réalisées fournissent des valeurs erronées pour les paramètres précités (utilisés pour le pilotage), ce qui peut avoir des conséquences très dommageables pour la sécurité de l'aéronef lors du vol.

On sait que des erreurs humaines, notamment lors d'opérations de maintenance de l'avion, peuvent entraîner la défaillance d'un tel capteur de pression statique.

Par exemple, le personnel chargé d'effectuer une opération de Ia- vage de l'avion colle fréquemment un morceau de ruban adhésif sur la prise de pression de la sonde, afin d'éviter que de l'eau pénètre dans la

tuyauterie liée à ladite sonde lors dudit lavage. S'il oublie d'enlever le morceau de ruban adhésif après le lavage, le capteur de pression sera défaillant lors du vol suivant de l'aéronef, puisqu'il ne pourra pas mesurer la pression de l'air extérieure au fuselage. Il mesurera en fait la pression de l'air emprisonné dans la tuyauterie qui est fermée (à son extrémité du côté de la sonde) par le morceau de ruban adhésif, cette pression mesurée étant bien entendu différente en vol de la pression extérieure.

On connaît différentes solutions (demandes de brevet FR-2 847 669 et FR-2 857 447 par exemple) permettant de détecter la défaillance d'un capteur de pression qui fait partie d'une centrale anémométrique d'un aéronef. Toutefois, les solutions connues permettent uniquement de détecter une défaillance lors d'un vol de l'aéronef. Dans le cas d'une telle détection en vol, il est simplement possible de ne plus tenir compte dans la suite du vol des mesures réalisées par le capteur de pression défaillant, afin de ne pas prendre en compte des mesures fausses (ce qui est bien entendu important pour la sécurité), mais on n'est pas en mesure de réparer le capteur de pression défaillant. Bien qu'une centrale anémométrique d'un aéronef comporte généralement plusieurs capteurs de pression de sorte que la défaillance d'un desdits capteurs de pression n'empêche pas la poursuite du vol, la non-prise en compte des données d'un capteur de pression peut néanmoins avoir une influence négative sur la précision des valeurs des paramètres utilisés pour le pilotage de l'aéronef, qui sont issues des mesures réalisées par cette centrale anémométrique.

La présente invention a pour objet de remédier à ces inconvé- nients. Elle concerne un procédé pour détecter, au sol, de façon rapide et fiable, et à coût réduit, toute obstruction d'une prise de pression d'une sonde d'au moins un capteur de pression statique d'un aéronef, en particulier d'un avion de transport, ledit capteur de pression statique étant susceptible de mesurer la pression à l'intérieur de la sonde et comportant,

en plus de ladite sonde, au moins un système de chauffage activable susceptible de chauffer cette dernière.

A cet effet, selon l'invention, ledit procédé est remarquable en ce que : a) lors de l'activation du système de chauffage d'au moins un capteur de pression statique, on réalise à l'aide dudit capteur de pression statique une première mesure d'au moins un paramètre dépendant de la pression à l'intérieur de ladite sonde ; b) une première durée prédéterminée après ladite activation du système de chauffage, on réalise à l'aide dudit capteur de pression statique une seconde mesure dudit paramètre ; c) on calcule la différence entre lesdites première et seconde mesures ; d) on compare la différence ainsi calculée à une valeur prédéterminée ; et e) si cette différence est supérieure à ladite valeur prédéterminée, on émet un signal d'alerte signalant la détection d'une obstruction.

La présente invention prend donc en compte le fait que si la prise de pression de la sonde est bouchée ou obstruée, par exemple par un morceau de ruban adhésif, l'air qui est emprisonné à l'intérieur de cette sonde va s'échauffer dès que le système de chauffage de la sonde est activé de sorte que la pression statique à l'intérieur de la sonde qui est mesurée par le capteur de pression statique va alors très vite augmenter. Cette augmentation peut être détectée en surveillant directement la pression statique ou en surveillant un autre paramètre, notamment l'altitude barométrique ou le taux de variation de l'altitude barométrique ("altitude rate" en anglais), qui dépend de cette pression statique.

Comme de façon usuelle le système de chauffage de la sonde est activé au sol, généralement dès la mise en marche d'au moins un moteur de l'aéronef ou lorsque l'aéronef commence à rouler ou lors de l'activation d'un système de chauffage général, on est en mesure, grâce à l'invention,

de surveiller l'obstruction d'une prise de pression d'un capteur de pression statique, lorsque l'aéronef se trouve encore au sol. Aussi, en cas de détection d'une telle obstruction, le personnel de maintenance peut rapidement déboucher la sonde obstruée avant même le décollage de l'aéronef. Le capteur de pression statique défaillant est donc rapidement remis en fonctionnement et il peut être utilisé dès le vol qui est prévu, à la différence de ce qui se passe pour les solutions usuelles précitées.

De façon avantageuse, on met en oeuvre, de plus, une surveillance de l'état d'activation dudit système de chauffage du capteur de pression statique et, à l'étape a), on réalise ladite première mesure dès que l'on détecte l'activation dudit système de chauffage grâce à ladite surveillance.

Dans un mode de réalisation particulier, à l'étape e), on émet un signal d'alerte uniquement si ladite différence est supérieure à ladite valeur prédéterminée pendant au moins une seconde durée prédéterminée. Comme indiqué précédemment, ledit paramètre mesuré peut représenter l'altitude barométrique. Dans ce cas, de préférence, on utilise deux capteurs de pression statique et chacune desdites première et seconde mesures de l'altitude barométrique est réalisée à l'aide de données air fournies par ces deux capteurs de pression statique. Ledit paramètre mesuré peut également représenter le taux de variation de l'altitude barométrique.

Bien entendu, dans une variante simplifiée, ledit paramètre représente simplement la pression statique qui est présente à l'intérieur de la sonde et qui est mesurée par le capteur de pression statique. La présente invention concerne également un dispositif pour détecter au sol l'obstruction d'une prise de pression d'une sonde d'au moins un capteur de pression statique d'un aéronef, ledit capteur de pression statique étant susceptible de mesurer la pression à l'intérieur de ladite sonde

et comportant, en plus de ladite sonde, au moins un système de chauffage activable susceptible de chauffer cette dernière. Selon l'invention, ledit dispositif comporte :

- au moins ledit capteur de pression statique pour réaliser : - lors de l'activation du système de chauffage dudit capteur de pression statique, une première mesure d'au moins un paramètre dépendant de la pression à l'intérieur de ladite sonde ; et • une première durée prédéterminée après ladite activation du système de chauffage, une seconde mesure dudit paramètre ; - au moins une unité centrale pour calculer la différence entre lesdites première et seconde mesures et comparer la différence ainsi calculée à une valeur prédéterminée ; et

- des moyens d'alerte pour émettre un signal d'alerte signalant la détection d'une obstruction, si ladite différence est supérieure à ladite valeur prédéterminée.

Ledit dispositif permet de réaliser une surveillance efficace et robuste d'au moins un capteur de pression statique d'un aéronef- Dans un mode de réalisation préféré, le dispositif conforme à l'invention comporte, de plus, au moins un moyen pour réaliser une surveil- lance de l'état d'activation dudit système de chauffage du capteur de pression statique.

En outre, ladite unité centrale peut faire partie notamment :

- d'un calculateur central d'alarme, de type "FWC" ("Flight Waming Computer" en anglais) ; ou - d'une unité de référence inertielle et de données anémométriques, de type "ADIRU" ("Air Data Inertial Référence Unit" en anglais).

Par ailleurs, dans un mode de réalisation particulier, lesdits moyens d'alerte comportent un écran d'affichage de messages d'alerte, de type "ECAM" ("Electronic Centralized Aircraft Monitoring" en anglais).

Les figures du dessin annexé feront bien comprendre comment l'invention peut être réalisée. Sur ces figures, des références identiques désignent des éléments semblables.

La figure 1 est le schéma synoptique d'un dispositif conforme à l'invention.

La figure 2 montre des détails d'un capteur de pression qui est susceptible d'être surveillé par un dispositif conforme à l'invention.

Le dispositif 1 conforme à l'invention et représenté schématique- ment sur la figure 1 est destiné à la surveillance d'au moins un capteur de pression statique 2 d'un aéronef, en particulier d'un avion de transport, dont on a uniquement représenté une partie du fuselage 3 sur cette figure

1 pour des raisons de simplification du dessin.

Plus précisément, ledit dispositif 1 est destiné à détecter toute obstruction d'une prise de pression 4A d'une sonde 4 d'au moins un cap- teur de pression statique 2 de l'aéronef.

On sait qu'un tel capteur de pression statique 2 fait généralement partie d'une centrale anémométrique 10 qui est destinée à mesurer des "données air" ("air data" en anglais) permettant de déterminer des valeurs de paramètres tels que l'altitude, la vitesse, ... de l'aéronef. Ces paramè- très sont notamment utilisés pour le pilotage de l'aéronef. De façon usuelle, un capteur de pression statique 2 comporte : - une sonde 4 qui est monté, de façon traversante, sur le fuselage 3 de l'aéronef et accède à l'extérieur par l'intermédiaire d'une prise de pression 4A ; - un module 5 qui est relié par une tuyauterie 6 à la sonde 4. Généralement, la tuyauterie 6 qui réalise une liaison pneumatique est connectée au module 5 au moyen d'un connecteur pneumatique 7 qui permet de le déconnecter et le reconnecter facilement et rapidement. De plus, un

convertisseur analogique/numérique 8 peut être associé audit module 5 ; et

- un système de chauffage 9 usuel, qui est susceptible de chauffer ladite sonde 4 et qui est actionnable manuellement et/ou automatiquement. Selon l'invention, pour détecter une défaillance du capteur de pression statique 2 due au fait que la prise de pression 4A est obstruée (ou bouchée), ledit dispositif 1 comporte :

- au moins ledit capteur de pression statique 2 surveillé. Ce capteur de pression statique 2 est formé pour réaliser : - dès l'activation dudit système de chauffage 9, une première mesure d'au moins un paramètre précisé ci-dessous, qui dépend de la pression à l'intérieur de ladite sonde 4 ; et une première durée prédéterminée après cette activation du système de chauffage 9, une seconde mesure dudit même paramètre ; - au moins une unité centrale 1 1 qui est reliée par une liaison 12 audit module 5, pour calculer la différence entre lesdites première et seconde mesures et comparer cette différence à une valeur prédéterminée précisée ci-dessous ; et

- des moyens d'alerte 13 qui sont reliés par une liaison 14 à ladite unité centrale 1 1 , pour émettre un signal d'alerte (visuel et/ou sonore) signalant la détection d'une obstruction, si l'unité centrale 1 1 leur indique que la différence précitée est supérieure à ladite valeur prédéterminée.

Dans un mode de réalisation particulier, lesdits moyens d'alerte 13 émettent un signal d'alerte, uniquement si ladite différence est supérieure à ladite valeur prédéterminée pendant au moins une seconde durée prédéterminée, également précisée ci-dessous.

Le dispositif 1 conforme à l'invention prend donc en compte le fait que si la prise de pression 4A de la sonde 4 est bouchée ou obstruée, par exemple par un morceau de ruban adhésif, l'air qui est emprisonné à Tinté-

rieur de cette sonde 4 (et de la tuyauterie 6) va s'échauffer dès que le système de chauffage 9 de la sonde 4 est activé de sorte que la pression statique à l'intérieur de la sonde 4 (et de la tuyauterie 6) qui est mesurée par le capteur de pression statique 2 va alors augmenter très rapidement et de façon significative. Cette augmentation peut être détectée par le dispositif 1 , soit en surveillant directement la pression statique mesurée, soit en surveillant un autre paramètre (notamment l'altitude barométrique) qui dépend de cette pression statique et varie anormalement quand cette dernière varie anormalement. Comme de façon usuelle le système de chauffage 9 de la sonde 4 est activé au sol, généralement dès la mise en marche d'au moins un moteur (non représenté) de l'aéronef ou lorsque l'aéronef commence à rouler ou lorsque l'équipage enclenche le bouton poussoir du réchauffage des sondes ("Probe/Windows Heat Push Button" en anglais), le dispositif 1 est en mesure de détecter l'obstruction de la prise de pression 4A de cette sonde 4, lorsque l'aéronef se trouve encore au sol. Aussi, en cas de détection d'une telle obstruction au sol, le personnel de maintenance peut rapidement déboucher la sonde 4 obstruée, et ceci avant le décollage de l'aéronef. Le capteur de pression statique 2 défaillant est donc rapidement réparé et remis en fonctionnement normal, et il peut être utilisé dès le vol qui est prévu.

Dans un mode de réalisation préféré, le dispositif 1 conforme à l'invention comporte, de plus, un moyen 16 pour réaliser une surveillance de l'état d'activation dudit système de chauffage 9 du capteur de pression statique 2 surveillé. Ce moyen 16 informe le dispositif 1 dès qu'il détecte l'activation dudit système de chauffage 9 de sorte que le dispositif 1 peut alors réaliser les mesures nécessaires précitées. Pour ce faire, ledit moyen 16 peut en particulier surveiller la mise en marche d'un premier moteur de

l'aéronef et/ou l'activation d'un système de chauffage général et/ou le début du roulage de l'aéronef.

Bien entendu, le dispositif 1 conforme à l'invention peut surveiller simultanément plusieurs capteurs de pression statique 2. On sait que, généralement, une centrale anémométrique 10 d'un aéronef est reliée à au moins deux capteurs de pression statique 2, dont les prises de pression 4A sont montées de part et d'autre de l'axe longitudinal 17 du fuselage 3 de l'aéronef, comme représenté sur la figure 1 .

On notera de plus qu'un avion de transport civil comporte généra- lement trois centrales anémométriques 10 de ce type, dont :

- une première fournit des données qui sont affichées dans le poste de pilotage, à l'attention du pilote ;

- une deuxième fournit des données qui sont affichées dans le poste de pilotage, à l'attention du copilote ; et - une troisième est utilisée en secours pour parer, le cas échéant, la défaillance desdites première et deuxième centrales anémométriques 10.

Le dispositif 1 peut surveiller tous les capteurs de pression statique 2 d'une centrale anémométrique 10 ou tous les capteurs de pression statique 2 de l'ensemble des centrales anémométriques 10 de l'aéronef. Pour ce faire, il comporte à chaque fois les capteurs de pression statique 2 qu'il surveille.

On notera que la liaison 1 2 permettant de relier un module 5 à l'unité centrale 1 1 est une liaison électrique, réalisée de préférence sous forme d'un bus de communication au standard "ARINC 429". Il est également envisageable d'intégrer différents modules 5 directement dans l'unité centrale 1 1 .

Sur la figure 2, on a représenté un exemple de montage d'une sonde 4 sur le fuselage 3 d'un aéronef. Pour ce faire, ce montage

comporte, de façon usuelle, entre ladite tuyauterie 6 et Ie fuselage 3, successivement les éléments suivants :

- un raccord 18 à vis ;

- une rondelle 19 ; - le système de chauffage 9 qui est de préférence de type électrique ;

- une rondelle 20 ;

- la sonde 4 de pression statique ; et

- une rondelle 21 , les éléments 9, 4 et 21 pouvant être fixés par des boulons communs sur le fuselage 3, comme illustré par des lignes 22 en traits mixtes.

En outre, ladite unité centrale 1 1 peut faire partie notamment :

- d'un calculateur central d'alarme, de type "FWC" ("Flight Warning Computer" en anglais) ; ou

- d'une unité de référence inertielle et de données anémométriques, de type "ADIRU" ("Air Data Inertial Référence Unit" en anglais).

Par ailleurs, dans un mode de réalisation particulier, lesdits moyens d'alerte 13 comportent un écran 15, en particulier un écran d'affichage de messages d'alerte de type "ECAM" ("Electronic Centralized Aircraft Moni- toring" en anglais). Dans un premier mode de réalisation, le paramètre mesuré par le dispositif 1 représente l'altitude barométrique de l'aéronef. Le dispositif 1 a alors pour objet de détecter toute variation d'altitude barométrique importante et soudaine, lors de l'activation du (ou des) système(s) de chauffage 9 du (ou des) capteur(s) de pression statique 2 surveillé(s). Dans ce cas, de préférence, le dispositif 1 surveille et comporte deux capteurs de pression statique 2, et chacune des première et seconde mesures de l'altitude barométrique est réalisée à l'aide de données air fournies par chacun de ces deux capteurs de pression statique 2. L'altitude barométrique est alors calculée à chaque fois, de façon usuelle, à partir de la pression stati-

que moyenne des mesures de pression statique réalisées par ces deux capteurs de pression statique 2 qui sont situés, de préférence, à droite et à gauche de l'aéronef.

De plus, dans ce premier mode de réalisation, on peut utiliser, à ti- tre d'exemple, les valeurs prédéterminées suivantes :

- comme première durée prédéterminée : 60 secondes ;

- comme valeur prédéterminée d'altitude barométrique, à laquelle on compare la différence d'altitude barométrique entre les première et seconde mesures réalisées : 20 pieds (environ 6 mètres) ; et - comme seconde durée prédéterminée : 5 secondes.

En outre, dans un deuxième mode de réalisation, le paramètre mesuré par le dispositif 1 représente le taux de variation de l'altitude barométrique.

Par ailleurs, dans un troisième mode de réalisation simplifié, le dis- positif 1 utilise, comme paramètre surveillé, la pression statique qui est mesurée directement par le (ou les) capteur(s) de pression statique 2 sur- veillé(s), c'est-à-dire la pression statique qui existe à l'intérieur de la sonde 4 et de la tuyauterie 6 de chaque capteur de pression statique 2 surveillée. Dans ce troisième mode de réalisation, on peut utiliser à titre d'exemple les valeurs prédéterminées suivantes :

- comme première durée prédéterminée : 75 secondes ;

- comme valeur prédéterminée de pression statique, à laquelle on compare la différence entre les première et seconde mesures de pres- sion statique : 1 mbar ; et

- comme seconde durée prédéterminée : 10 secondes.

Le dispositif 1 conforme à l'invention permet donc de réaliser une surveillance efficace et robuste d'au moins un capteur de pression statique 2 d'un aéronef.