EP2195614A2 - Procédé de diagnostic in situ d'un instrument de bord avionique et instrument de bord permettant de mettre en uvre le procédé selon l'invention - Google Patents

Procédé de diagnostic in situ d'un instrument de bord avionique et instrument de bord permettant de mettre en uvre le procédé selon l'invention

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Publication number
EP2195614A2
EP2195614A2 EP08835404A EP08835404A EP2195614A2 EP 2195614 A2 EP2195614 A2 EP 2195614A2 EP 08835404 A EP08835404 A EP 08835404A EP 08835404 A EP08835404 A EP 08835404A EP 2195614 A2 EP2195614 A2 EP 2195614A2
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
instrument
signals
recording
failure
primary
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Withdrawn
Application number
EP08835404A
Other languages
German (de)
English (en)
Inventor
Jérôme PAPINEAU
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Thales SA
Original Assignee
Thales SA
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Thales SA filed Critical Thales SA
Publication of EP2195614A2 publication Critical patent/EP2195614A2/fr
Withdrawn legal-status Critical Current

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Classifications

    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01D—MEASURING NOT SPECIALLY ADAPTED FOR A SPECIFIC VARIABLE; ARRANGEMENTS FOR MEASURING TWO OR MORE VARIABLES NOT COVERED IN A SINGLE OTHER SUBCLASS; TARIFF METERING APPARATUS; MEASURING OR TESTING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • G01D3/00—Indicating or recording apparatus with provision for the special purposes referred to in the subgroups
    • G01D3/10—Indicating or recording apparatus with provision for the special purposes referred to in the subgroups with provision for switching-in of additional or auxiliary indicators or recorders

Definitions

  • the invention relates to a method for in situ diagnostics of a faulty avionic instrument.
  • the invention relates to a method for in situ diagnostics of a failed avionics rescue instrument.
  • the invention also relates to an on-board instrument for implementing the method according to the invention.
  • the reliability of aircraft instruments used by airlines is measured according to two main criteria: -
  • the average time between two identified failures (also known as MTBF) corresponds to the time observed in average between two failures of a device. This time depends on the design of the instrument and the conditions of use.
  • the average time between two drops (also called MTBUR, acronym for the expression "Mean Time Before Removal Unit”) corresponds to the time actually elapsed between two drops of the device.
  • MTBUR should be close to the MTBF. Any difference between these two average durations means that deposits are made without the causes of default being subsequently identified, either because the elements recorded during the default were not sufficient, or because the failure did not arise. of the device itself.
  • a dashboard of an airliner is equipped with primary display screens and one or more backup instruments.
  • the primary visualization screens are doubled, one group for the pilot and the other group for the co-pilot.
  • Each group usually includes a screen showing the information of speed, altitude and attitude of the aircraft and a screen presenting the navigation information.
  • Emergency instruments are used, but not exclusively, in case of failure of the primary display screens.
  • an emergency instrument presents essential information for the piloting of the aircraft, in particular the speed, the altitude and the attitude of the aircraft.
  • a rescue instrument must also be relatively autonomous and decorrelated from other aircraft instruments.
  • it integrates for example sensors to generate the information it provides.
  • it comprises for example a static pressure sensor and a total pressure sensor including defining the altitude and speed of the aircraft.
  • It can also include an inertial unit, several temperature sensors and other types of sensors.
  • the display screen of the standby instrument can be in liquid crystal technology.
  • the standby instrument can receive information from sensors of other systems on the aircraft.
  • This information passes through the serial bus of the aircraft, known as ARINC.
  • This data can for example indicate the heading of the aircraft and are therefore displayed on the screen of the standby instrument.
  • the standby instrument can also send information to the outside, especially to the autopilot. Indeed, since it itself generates some of the information it displays, it can provide this information to other systems integrated into the aircraft.
  • the autopilot needs reliable information.
  • an aircraft has at least two inertial units. However, they can break down or deliver false information.
  • the standby instrument can compensate for the faulty central unit and / or indicate which of the two central stations provides the correct information.
  • it is therefore particularly important to have at least three pieces of information for the same parameter.
  • the standby instruments may include means for detecting failures and means for recording certain failure parameters.
  • the latter if it detects its failure, records the characteristics of this failure and some parameters representing the current operating conditions.
  • Current solutions have the following disadvantages:
  • the instrument panel can not record all the parameters likely to allow a certain diagnosis for the failure; - some failures having a purely graphic manifestation, the manufacturers of instruments very often have many difficulties to identify the cause causing the failure.
  • the subject of the invention is a method for diagnosing an instrument on board an aircraft, the aircraft comprising a pilot and possibly a co-pilot.
  • the on-board instrument receives secondary signals from at least one sensor.
  • the diagnostic method comprises the following steps: triggering a recording of the secondary signals on command of the pilot or co-pilot when he notices a failure of the on-board instrument;
  • the recording of secondary signals is triggered during a flight of the aircraft.
  • the recorded signals can be recovered on the ground.
  • the instrument panel is for example a backup instrument. It can be connected to primary circuits, the primary circuits receiving primary signals from sensors, and the triggering of the recording of the secondary signals can trigger the recording of the primary signals.
  • the on-board instrument processes the secondary signals by calculation means and display control means to obtain processed data and triggering the recording of the secondary signals triggers the recording of the signals. processed data.
  • the secondary signals and, if necessary, the primary signals and the processed data are for example recorded periodically.
  • the instrument panel may include an internal memory and the secondary signals and, if appropriate, the primary signals and processed data may be stored in the internal memory of the instrument panel.
  • the subject of the invention is also an instrument for implementing the method as described above, the instrument instrument comprising means for triggering the recording of the secondary signals and, if necessary, primary signals. and processed data, accessible communication means without removing the instrument panel and an internal memory.
  • the means for triggering the recording of the secondary signals comprise for example a command button.
  • the communication means comprise an infrared transmission and / or reception component.
  • the instrument panel is a backup instrument.
  • FIG. 1 represents a dashboard of an aircraft, in particular an airliner, equipped with an emergency instrument
  • FIG. 2 represents an instrument on board an aircraft, in particular an emergency instrument
  • FIG. 3 illustrates an example of a display in the event of failure detection at this standby instrument
  • FIG. 4 presents possible steps of the method according to the invention
  • Figure 5 shows a block diagram of the assembly formed of the standby instrument and its connections with other devices of the aircraft.
  • Figure 1 schematically shows a dashboard 1 of an airliner. It comprises two groups of display screens 2, 3. Each group includes a screen including information including altitude, speed and attitude and a screen with navigation information.
  • the two groups 2, 3 are identical, one being reserved for the pilot and the other for the co-pilot. These two groups form the primary visualization screens. They are connected to primary circuits.
  • a backup instrument 4 is placed between these two primary visualization groups. Optionally, it is possible to provide several backup instruments.
  • the standby instrument 4 of FIG. 1 has at least altitude, speed and attitude information of the aircraft.
  • FIG. 2 presents a backup instrument 4, of the electronic type, equipping an aircraft.
  • the standby instrument 4 comprises a housing 10 and a display 11, for example a liquid crystal display.
  • the standby instrument 4 is connected to a secondary circuit comprising, on the one hand, pressure sensors and, on the other hand, inertial sensors.
  • the emergency instrument 4 can also receive information from the outside via the ARINC bus sent by other instruments.
  • a first zone 12 shows the attitude of the airplane symbolized by its wings with respect to a skyline 13.
  • a second zone 14 displays the speed of the airplane and a third zone 15 displays the altitude of the airplane .
  • an area 16 is reserved for heading information.
  • Figure 3 illustrates a case where there is a problem in detecting the attitude of the aircraft.
  • the first zone 12 no longer displays an illustration and parameters symbolizing the attitude but a fault signal 31 or "flag".
  • the word "ATT" is displayed, very clearly and prominently, to indicate to the pilots that attitude information is unavailable on the standby instrument.
  • the problem of availability of the information lies in another zone, its operational display as shown in Figure 2, is then replaced by a signal of the type of Figure 3 for example.
  • the corresponding zone 14 displays for example the word "SPD”.
  • the corresponding zone 15 displays for example the word "ALT”, always prominently. Pilots note these failures in flight.
  • Figure 4 is an illustration of the possible steps of the method according to the invention.
  • the pilot or co-pilot noting a failure of the emergency instrument 4 triggers a recording of secondary signals from flight environment sensors, in particular pressure sensors and inertial sensors of the aircraft. emergency instrument 4.
  • a second step 42 the secondary signals are recovered on the ground, after landing of the aircraft, for example by a maintenance team.
  • a third step 43 the secondary signals are analyzed for a diagnosis of the failure of the backup instrument 4.
  • FIG. 5 illustrates by a block diagram a backup instrument 4 according to the invention.
  • This instrument integrates into a back-up system, the system components being integrated or not into the backup instrument 4.
  • the backup system comprises in particular at least one total pressure sensor 51 and a static pressure sensor 52 to enable to generate altitude and speed information of the aircraft, as indicated above.
  • the backup system may comprise other components, for example an inertial sensor 53 to provide attitude information of the aircraft.
  • the standby instrument 53 may also be located inside or outside the standby instrument 4.
  • the standby instrument may also receive information, including navigation information, provided by other systems via a bus, in particular the bus 54.
  • ARINC plane may also be located inside or outside the standby instrument 4.
  • processing means 55 arrive at processing means 55 internal to the backup instrument 4.
  • These processing means 55 exploit the information from different sensors or external systems. They can also generate information for transmission to the outside, for example via the ARINC bus 54, in particular for the autopilot.
  • a primary function however remains to display on the display 11 of the standby instrument 4 the flight information, this information including the altitude, speed and attitude of the aircraft but also other information. Flight information is not available directly from sensors 51, 52, 53. They must be calculated by the processing means 55 as a function of the measurements made by the sensors 51, 52, 53, but also as a function of possible initialization parameters entered for example by the pilots.
  • the processing means 55 comprise a module 56 for calculating the flight information. Possibly, information previously calculated and directly usable can be provided by the bus 54. In all cases, the calculated information is provided to a control module 57 of the display of the display 1 1.
  • the processing means 55 can also include an internal memory 58 allowing in particular to record the characteristics of a failure when the standby instrument 4 detects it.
  • the emergency instrument 4 may also include a module 59 for communication with the outside of the aircraft to transmit in particular the characteristics of a failure.
  • the communication module 59 uses, for example, a physical connection, a radio wave connection, or a light wave connection.
  • the communication module uses a light connection module, in particular an infrared module.
  • Such a connection avoids any interaction with instruments on board the aircraft.
  • the communication module 59 should be compatible with the environment of the standby instrument 4, in particular with the standards aimed at limiting the power of the waves emitted by the electronic instruments.
  • the standby instrument 4 is connected by the infrared module 59 to a diagnostic device, for example a computer.
  • the computer comprises a communication module compatible with the communication module 59 of the standby instrument 4.
  • the pilot or the co-pilot spots a failure of the standby instrument, whether or not the failure has been detected by the standby instrument 4, he controls a recording of secondary signals from the pressure sensors and inertial sensors of the emergency system.
  • the recording of secondary signals can for example be triggered by a command on a control button provided on the backup instrument 4.
  • all backup system secondary signals are recorded.
  • the recording of all the secondary signals makes it possible in particular to identify a possible failure of a sensor and to verify that the emergency instrument 4 has not failed.
  • the data from the processing means 55 are also recorded.
  • the flight information obtained by the calculation module 56 and the display data obtained by the control module 57 of the display can be recorded with the secondary signals. Such a recording makes it possible in particular to check the correct operation of the modules 56 and 57 for calculating and controlling the display.
  • the secondary signals and, where appropriate, the data coming from the processing means 55 are recorded in the internal memory 58 of the standby instrument 4.
  • the use of the internal memory 58 avoids the adding a specific memory.
  • the secondary signals and, if appropriate, the data from the processing means 55 may for example be recorded periodically from the start of the recording.
  • the periodic recording makes it possible in particular to store a large number of information over a long period, while occupying a small memory space.
  • the secondary signals and, where appropriate, the data coming from the processing means 55 may in particular be recorded for a predetermined period, until the pilot or co-pilot interrupts the recording voluntarily, or until the landing of the plane.
  • the duration of the recording may however be determined in any other way without departing from the scope of the invention. The choice of the recording duration can for example be made according to the occurrence and the type of failure. Since the standby instrument 4 is connected to other on-board instruments, in particular to the on-board instruments of the primary circuits, the triggering of the recording of the secondary signals and, if necessary, data from the processing means 55 can also trigger a recording of instrument data of the primary circuits of the aircraft.
  • primary signals from the Pressure sensors and inertial sensors of the primary circuits are also recorded.
  • All the primary signals and data of the primary circuits correlated to the secondary signals and data from the processing means 55 may be recorded.
  • the data recording of the primary circuit instruments makes it possible, in particular, to compare with the respective data of the standby instrument 4.
  • the data of the instruments of the primary circuits can be recorded for example in an internal memory for each instrument of edge.
  • these are recorded in the only internal memory 58 of the standby instrument 4.
  • the secondary signals and, as the case may be, the data coming from the processing means 55, the primary signals and the data of the primary circuits are recovered after landing of the aircraft, for example by a flight crew. maintenance.
  • a diagnostic device for example a computer, communicates with the rescue instrument 4 by the communication module 59 and retrieves all the signals and data recorded during the flight.
  • the primary signals and the data of the primary circuits recorded during the flight are recovered by means of the only backup instrument 4, in particular by its communication module 59.
  • This embodiment avoids multiple connections with the various primary circuit edge instruments having recorded signals and data from the primary circuits. A faster diagnosis of the emergency instrument 4 is thus possible.
  • the secondary signals and, if appropriate, the data coming from the processing means 55, the primary signals and the data of the primary circuits are analyzed with a view to a diagnosis of the failure of the backup instrument 4
  • the diagnosis can for example be carried out by a diagnostic program installed in the computer.
  • the diagnostic program can notably compare the secondary signals with the corresponding primary signals. he can also analyze the data from the processing means 55 as a function of the secondary signals.
  • the method according to the invention allows a complete diagnosis of the failure of the backup instrument 4, without requiring a specific onboard computer to the detection of failures.
  • the diagnostic device is external to the aircraft; it does not require a navigation certification. It is also possible to go back to the source cause of the failure and to change the instrument panel, the sensor, or any other device that has actually failed, without removing the apparently faulty emergency instrument 4. As a result, only failing devices are replaced. The method thus saves both time and money, while ensuring better flight safety by the appropriate replacement of faulty devices.

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Abstract

La présente invention concerne un procédé de diagnostic d'un instrument de bord d'un aéronef piloté par un pilote et éventuellement un copilote, l'instrument de bord recevant des signaux secondaires d'au moins un capteur. Selon l'invention, le procédé de diagnostic comprend les étapes suivantes : déclencher (41 ) un enregistrement des signaux secondaires sur commande du pilote ou du copilote lorsqu'il constate une défaillance de l'instrument de bord; récupérer (42) les signaux enregistrés sans déposer l'instrument de bord; déterminer (43), à partir des signaux récupérés, la présence ou non d'une défaillance de l'instrument de bord et, le cas échéant, diagnostiquer la défaillance de l'instrument de bord. L'invention s'applique notamment pour réduire les durées de dépannages et remonter à la cause source de la défaillance sans déposer l'instrument de secours.

Description

Procédé de diagnostic in situ d'un instrument de bord avionique et instrument de bord permettant de mettre en œuvre le procédé selon l'invention
L'invention concerne un procédé de diagnostic in situ d'un instrument de bord avionique présentant une défaillance. L'invention concerne en particulier un procédé de diagnostic in situ d'un instrument de secours avionique présentant une défaillance. L'invention concerne également un instrument de bord permettant de mettre en œuvre le procédé selon l'invention.
La fiabilité des instruments de bord en utilisation dans les compagnies aériennes est mesurée selon deux critères principaux : - Le temps moyen entre deux défaillances identifiées (encore appelé MTBF, acronyme de l'expression anglaise « Mean Time Between Failures ») correspond au temps observé en moyenne entre deux défaillances d'un dispositif. Ce temps dépend de la conception de l'instrument de bord et des conditions d'utilisation. - Le temps moyen entre deux déposes (encore appelé MTBUR, acronyme de l'expression anglaise « Mean Time Before Unit Removal ») correspond au temps effectivement écoulé entre deux déposes du dispositif.
Idéalement, le MTBUR doit être proche du MTBF. Tout écart entre ces deux durées moyennes signifie que des déposes sont effectuées sans que les causes de défaillance soient identifiées par la suite, soit parce que les éléments enregistrés au cours de la défaillance n'étaient pas suffisants, soit parce que la défaillance ne provenait pas du dispositif lui-même.
Classiquement, un tableau de bord d'un avion de ligne est équipé d'écrans de visualisation primaires et d'un ou plusieurs instruments de secours. Les écrans de visualisation primaires sont doublés, un groupe étant destiné au pilote et l'autre groupe étant destiné au copilote. Chaque groupe comporte généralement un écran présentant les informations de vitesse, d'altitude et d'attitude de l'avion et un écran présentant les informations de navigation.
Les instruments de secours sont notamment utilisés, mais pas exclusivement, en cas de panne des écrans de visualisation primaires. A cet effet, un instrument de secours présente des informations essentielles pour le pilotage de l'avion, en particulier la vitesse, l'altitude et l'attitude de l'avion.
Antérieurement, les altimètres utilisés pour donner ces informations étaient des instruments mécaniques. Ces derniers ont été remplacés par des instruments électroniques, ce qui a notamment permis de réaliser des gains de poids, de taille et de fiabilité. Une plus grande souplesse d'utilisation est par ailleurs obtenue puisqu'il est possible d'ajouter d'autres informations. En particulier, certains instruments de secours combinent, outre, des informations d'altitude, de vitesse et d'attitude, des informations de navigation.
Un instrument de secours doit aussi être relativement autonome et décorrélé des autres instruments de bord. A cet effet, il intègre par exemple des capteurs permettant de générer les informations qu'il fournit. Ainsi, il comporte par exemple un capteur de pression statique et un capteur de pression totale permettant notamment de définir l'altitude et la vitesse de l'avion. Il peut aussi comporter une centrale inertielle, plusieurs capteurs de température et d'autres types de capteurs. L'écran de visualisation de l'instrument de secours peut être en technologie à cristaux liquides.
En plus des informations générées directement dans l'instrument de secours, ce dernier peut recevoir des informations provenant de capteurs d'autres systèmes équipant l'avion. Ces informations transitent notamment par le bus série de l'avion, connu sous le terme ARINC. Ces données peuvent par exemple indiquer le cap de l'avion et sont donc affichées sur l'écran de l'instrument de secours. L'instrument de secours peut aussi envoyer des informations vers l'extérieur, notamment vers le pilote automatique. En effet, puisqu'il génère lui-même certaines des informations qu'il affiche, il peut fournir ces informations à d'autres systèmes intégrés dans l'avion. En particulier, le pilote automatique a besoin d'informations fiables. A titre d'exemple, un avion comporte au moins deux centrales inertielles. Cependant, elles peuvent tomber en panne ou délivrer des informations fausses. Dans ce cas, l'instrument de secours peut pallier la centrale défaillante et/ou indiquer laquelle des deux centrales fournit l'information juste. Pour un pilote automatique, il est donc particulièrement important d'avoir au moins trois informations pour un même paramètre. Par construction, différents instruments peuvent être reliés entre eux mais il y a toujours une ségrégation entre les écrans de visualisation primaires et les instruments de secours.
A titre d'exemple, on considérera par la suite un instrument de secours. L'invention s'applique néanmoins à n'importe quel instrument de bord.
Le nombre croissant d'informations affichées par un instrument de secours et l'interopérabilité croissante de ce dernier avec d'autres systèmes de l'avion peuvent rendre ce type d'instrument de plus en plus complexe. Bien qu'un instrument de secours équipant un avion soit d'une très grande fiabilité, il peut néanmoins tomber en panne. En cas de panne, les techniciens chargés de la maintenance remplacent l'instrument de secours défaillant par un autre instrument de secours. Un problème se pose cependant au niveau du diagnostic des pannes. Lorsqu'une panne apparaît sur un instrument de secours, elle peut avoir au moins deux origines. Une première origine est intérieure à l'instrument lui-même. C'est par exemple le cas lorsque la panne provient d'un capteur interne ou d'un calculateur interne. L'autre origine est extérieure à l'instrument de secours. Dans le cas où l'origine de la panne est interne à l'instrument, celui-ci doit bien évidemment être changé. En revanche, dans le cas où la panne est externe ; il n'y a pas lieu de le remplacer. Cependant, en raison de la complexité croissante des instruments, les techniciens chargés de la maintenance ont de plus en plus de difficultés à cerner l'origine des pannes et remplacent systématiquement l'instrument de secours dans tous les cas de pannes à titre de précaution.
Pour palier ces inconvénients, les instruments de secours peuvent comporter des moyens pour détecter les défaillances et des moyens pour enregistrer certains paramètres de défaillances. En cas de défaillance d'un instrument de secours, celui-ci, s'il détecte sa défaillance, enregistre les caractéristiques de cette défaillance et quelques paramètres représentant les conditions de fonctionnement en cours. Les solutions actuelles présentent notamment les inconvénients suivants :
- toute défaillance détectée en vol occasionne une dépose de l'instrument de secours en vue de son diagnostic et son remplacement systématique. Le remplacement systématique implique des coûts de maintenance élevés notamment par la nécessité de stocks d'instruments de secours dans les ateliers de maintenance d'aéroport et par le temps et le travail de maintenance ; - l'instrument de bord ne détecte pas toujours les défaillances et n'enregistre donc pas toujours les conditions de fonctionnement en cours ;
- l'instrument de bord ne peut pas enregistrer tous les paramètres susceptibles de permettre un diagnostic certain pour la défaillance ; - certaines défaillances ayant une manifestation purement graphique, les fabricants d'instruments ont très souvent beaucoup de difficultés à identifier la cause à l'origine de la défaillance.
Un but de l'invention est notamment de pallier les inconvénients précités. A cet effet, l'invention a pour objet un procédé de diagnostic d'un instrument de bord d'un aéronef, l'aéronef comportant un pilote et éventuellement un copilote. L'instrument de bord reçoit des signaux secondaires d'au moins un capteur. Selon l'invention, le procédé de diagnostic comprend les étapes suivantes : - déclencher un enregistrement des signaux secondaires sur commande du pilote ou du copilote lorsqu'il constate une défaillance de l'instrument de bord ;
- récupérer les signaux enregistrés sans déposer l'instrument de bord ; - déterminer, à partir des signaux récupérés, la présence ou non d'une défaillance de l'instrument de bord et, le cas échéant, diagnostiquer la défaillance de l'instrument de bord.
Avantageusement, l'enregistrement des signaux secondaires est déclenché pendant un vol de l'aéronef. Les signaux enregistrés peuvent être récupérés au sol.
L'instrument de bord est par exemple un instrument de secours. Il peut être connecté à des circuits primaires, les circuits primaires recevant des signaux primaires provenant de capteurs, et le déclenchement de l'enregistrement des signaux secondaires peut déclencher l'enregistrement des signaux primaires.
Dans un mode de réalisation possible, l'instrument de bord traite les signaux secondaires par des moyens de calcul et des moyens de commande de l'affichage pour obtenir des données traitées et le déclenchement de l'enregistrement des signaux secondaires déclenche l'enregistrement des données traitées.
Les signaux secondaires et, le cas échéant, les signaux primaires et les données traitées sont par exemple enregistrés périodiquement. L'instrument de bord peut comporter une mémoire interne et les signaux secondaires et, le cas échéant, les signaux primaires et les données traitées peuvent être enregistrés dans la mémoire interne de l'instrument de bord.
L'invention a également pour objet un instrument de bord permettant une mise en œuvre du procédé tel que décrit ci-dessus, l'instrument de bord comprenant des moyens pour déclencher l'enregistrement des signaux secondaires et, le cas échéant, des signaux primaires et des données traitées, des moyens de communication accessibles sans dépose de l'instrument de bord et une mémoire interne.
Les moyens pour déclencher l'enregistrement des signaux secondaires comprennent par exemple un bouton de commande.
Avantageusement, les moyens de communication comprennent un composant d'émission et/ou de réception infrarouge. Dans un mode particulier de réalisation, l'instrument de bord est un instrument de secours.
L'invention sera mieux comprise à la lecture de la description détaillée d'un mode de réalisation donné à titre d'exemple, description illustrée par le dessin joint dans lequel :
- la figure 1 représente un tableau de bord d'un aéronef, notamment d'un avion de ligne, équipé d'un instrument de secours ;
- la figure 2 représente un instrument de bord d'un aéronef, en particulier un instrument de secours ; - la figure 3 illustre un exemple d'affichage en cas de détection de panne au niveau de cet instrument de secours ;
- la figure 4 présente des étapes possibles du procédé selon l'invention ; - la figure 5 présente un synoptique de l'ensemble formé de l'instrument de secours et de ses connexions avec d'autres dispositifs de l'aéronef.
La figure 1 présente de façon schématique un tableau de bord 1 d'un avion de ligne. Il comporte deux groupes d'écrans de visualisation 2, 3. Chaque groupe comprend un écran présentant notamment des informations d'altitude, de vitesse et d'attitude et un écran présentant des informations de navigation. Les deux groupes 2, 3 sont identiques, l'un étant réservé au pilote et l'autre au copilote. Ces deux groupes forment les écrans de visualisation primaires. Ils sont reliés à des circuits primaires. Un instrument de secours 4 est placé entre ces deux groupes de visualisation primaires. Eventuellement, il est possible de prévoir plusieurs instruments de secours. L'instrument de secours 4 de la figure 1 présente au moins des informations d'altitude, de vitesse et d'attitude de l'avion.
La figure 2 présente un instrument de secours 4, du type électronique, équipant un aéronef. L'instrument de secours 4 comporte un boîtier 10 et un afficheur 11 , par exemple un afficheur à cristaux liquides. L'instrument de secours 4 est relié à un circuit secondaire comportant d'une part, des capteurs de pression et, d'autre part, des capteurs inertiels. L'instrument de secours 4 peut recevoir par ailleurs par le bus ARINC des informations de l'extérieur envoyées par d'autres instruments de bord. Une première zone 12 présente l'attitude de l'avion symbolisé par ses ailes par rapport à une ligne d'horizon 13. Une deuxième zone 14 affiche la vitesse de l'avion et une troisième zone 15 affiche l'altitude de l'avion. En plus de ces trois informations essentielles, obtenues à partir des capteurs précités, d'autres informations peuvent être présentées sur une même page. Dans l'exemple de la figure 2, une zone 16 est réservée aux informations de cap. En appuyant sur un bouton spécifique 17, une autre page peut être affichée pour présenter par exemple des informations de navigation ou d'autres informations. En cas de défaut d'affichage des écrans de visualisation primaires 2, 3, l'afficheur 1 1 de l'instrument de secours 4 est alors utilisé par les pilotes pour afficher l'attitude, la vitesse et l'altitude de l'avion.
La figure 3 illustre un cas où il y a un problème au niveau de la détection de l'attitude de l'avion. Dans ce cas, la première zone 12 n'affiche plus une illustration et des paramètres symbolisant l'attitude mais un signal de panne 31 ou « flag ». Dans l'exemple de la figure 3, le mot « ATT » est affiché, de façon très explicite et bien en vue, pour indiquer aux pilotes que l'information d'attitude est indisponible sur l'instrument de secours 4. Lorsqu'un problème de disponibilité de l'information se situe dans une autre zone, son affichage opérationnel tel qu'illustré par la figure 2, est alors remplacé par un signal du type de la figure 3 par exemple. En cas de problème d'accès à l'information vitesse, la zone correspondante 14 affiche alors par exemple le mot « SPD ». En cas de problème d'accès à l'information d'altitude, la zone correspondante 15 affiche par exemple le mot « ALT », toujours bien en évidence. Les pilotes notent donc ces pannes en vol. Eventuellement, ces problèmes peuvent être notés automatiquement dans une mémoire interne. Comme indiqué précédemment, les techniciens de maintenance ne disposent d'aucune information leur permettant de déceler l'origine de la panne, interne ou externe à l'instrument de secours. Ils effectuent ainsi un remplacement de l'instrument de secours 4. Un diagnostic de l'instrument de secours déposé 4 permet éventuellement d'identifier l'origine de la panne. Cependant, même dans le cas où une panne externe à l'instrument de secours a été diagnostiquée, par exemple en cas de panne d'un capteur de pression, il n'est plus possible de remettre en place l'instrument de secours déposé 4. Celui-ci doit être entièrement testé avant d'être réinséré dans le circuit secondaire d'un avion. Par ailleurs, certaines pannes ne sont pas toujours identifiées. En cas de panne externe à l'instrument de secours 4, le remplacement de l'instrument de secours 4 ne supprime pas la panne. L'avion risque alors d'effectuer sa rotation suivante avec la même panne.
La figure 4 est une illustration des étapes possibles du procédé selon l'invention. Dans une première étape 41 , le pilote ou le copilote, constatant une défaillance de l'instrument de secours 4, déclenche un enregistrement de signaux secondaires provenant de capteurs d'environnement de vol, notamment de capteurs de pression et de capteurs inertiels de l'instrument de secours 4.
Dans une deuxième étape 42, les signaux secondaires sont récupérés au sol, après l'atterrissage de l'aéronef, par exemple par une équipe de maintenance.
Dans une troisième étape 43, les signaux secondaires sont analysés en vue d'un diagnostic de la défaillance de l'instrument de secours 4.
La figure 5 illustre par une représentation synoptique un instrument de secours 4 selon l'invention. Cet instrument s'intègre dans un système de secours, les composants du système étant intégrés ou non dans l'instrument de secours 4. Le système de secours comporte notamment au moins un capteur de pression totale 51 et un capteur de pression statique 52 pour permettre de générer des informations d'altitude et de vitesse de l'avion, comme indiqué précédemment. Par ailleurs, le système de secours peut comporter d'autres composants, par exemple un capteur inertiel 53 pour fournir des informations d'attitude de l'avion. Ces différents capteurs 51 , 52,
53 peuvent être situés à l'intérieur ou à l'extérieur de l'instrument de secours 4. Ce dernier peut aussi recevoir des informations, notamment des informations de navigation, fournies par d'autres systèmes via un bus, en particulier le bus 54 avion ARINC.
Les informations fournies par ces capteurs 51 , 52, 53 ou ce bus
54 arrivent à des moyens de traitement 55 internes à l'instrument de secours 4. Ces moyens de traitement 55 exploitent les informations issues des différents capteurs ou systèmes externes. Ils peuvent aussi générer des informations pour transmission vers l'extérieur, par exemple via le bus 54 ARINC, à destination notamment du pilote automatique. Une fonction première reste cependant d'afficher sur l'afficheur 11 de l'instrument de secours 4 les informations de vol, ces informations étant notamment l'altitude, la vitesse et l'attitude de l'avion mais aussi d'autres informations. Les informations de vol ne sont pas disponibles directement à partir des capteurs 51 , 52, 53. Elles doivent être calculées par les moyens de traitement 55 en fonction des mesures effectuées par les capteurs 51 , 52, 53, mais aussi en fonction de paramètres d'initialisation éventuels entrés par exemple par les pilotes. A cet effet, les moyens de traitement 55 comportent un module 56 de calcul des informations de vol. Eventuellement, des informations préalablement calculées et directement exploitables peuvent être fournies par le bus 54. Dans tous les cas, les informations calculées sont fournies à un module 57 de commande de l'affichage de l'afficheur 1 1. Les moyens de traitement 55 peuvent également comporter une mémoire interne 58 permettant notamment d'enregistrer les caractéristiques d'une panne lorsque l'instrument de secours 4 la détecte.
Selon l'invention, l'instrument de secours 4 peut également comporter un module 59 de communication avec l'extérieur de l'avion pour transmettre notamment les caractéristiques d'une panne. Le module 59 de communication utilise par exemple une connexion physique, une connexion par ondes radio, ou une connexion par ondes lumineuses. Avantageusement, le module de communication utilise un module de connexion lumineuse, en particulier un module infrarouge. Une telle connexion évite toute interaction avec des instruments de bord de l'avion. Dans tous les cas, le module 59 de communication devrait être compatible avec l'environnement de l'instrument de secours 4, en particulier avec les normes visant à limiter la puissance des ondes émises par les instruments électroniques. L'instrument de secours 4 est connecté par le module 59 infrarouge à un dispositif de diagnostic, par exemple un ordinateur. L'ordinateur comporte un module de communication compatible avec le module 59 de communication de l'instrument de secours 4.
Selon l'invention, lorsque le pilote ou le copilote repère une défaillance de l'instrument de secours, que la défaillance ait ou non été détectée par l'instrument de secours 4, il commande un enregistrement de signaux secondaires provenant des capteurs de pression et des capteurs inertiels du système de secours. L'enregistrement des signaux secondaires peut par exemple être déclenché par une commande sur un bouton de commande prévu sur l'instrument de secours 4. Avantageusement, tous les signaux secondaires du système de secours sont enregistrés. L'enregistrement de tous les signaux secondaires permet notamment d'identifier une éventuelle défaillance d'un capteur et de vérifier que l'instrument de secours 4 n'a pas été défaillant. Dans un mode particulier de réalisation, les données issues des moyens de traitement 55 sont également enregistrées. En particulier, les informations de vol obtenues par le module 56 de calcul et les données d'affichage obtenues par le module 57 de commande de l'affichage peuvent être enregistrées avec les signaux secondaires. Un tel enregistrement permet notamment de vérifier le fonctionnement correct des modules 56 et 57 de calcul et de commande de l'affichage.
Dans un mode particulier de réalisation, les signaux secondaires et, le cas échéant, les données issues des moyens de traitement 55 sont enregistrés dans la mémoire interne 58 de l'instrument de secours 4. L'utilisation de la mémoire interne 58 évite l'ajout d'une mémoire spécifique.
Les signaux secondaires et, le cas échéant, les données issues des moyens de traitement 55 peuvent par exemple être enregistrés périodiquement à partir du déclenchement de l'enregistrement. L'enregistrement périodique permet notamment de stocker un nombre important d'informations sur une longue période, tout en occupant une faible place mémoire.
Les signaux secondaires et, le cas échéant, les données issues des moyens de traitement 55 peuvent notamment être enregistrés pendant une période prédéterminée, jusqu'à l'interruption volontaire de l'enregistrement par le pilote ou le copilote, ou jusqu'à l'atterrissage de l'avion. La durée de l'enregistrement peut toutefois être déterminée de toute autre façon sans sortir du cadre de l'invention. Le choix de la durée d'enregistrement peut par exemple être fait en fonction de l'occurrence et du type de défaillance. L'instrument de secours 4 étant relié à d'autres instruments de bord, en particulier aux instruments de bord des circuits primaires, le déclenchement de l'enregistrement des signaux secondaires et, le cas échéant, des données issues des moyens de traitement 55 peut déclencher également un enregistrement de données d'instruments de bord des circuits primaires de l'avion. Avantageusement, des signaux primaires provenant des capteurs de pression et des capteurs inertiels des circuits primaires sont également enregistrés. Tous les signaux primaires et toutes les données des circuits primaires corrélés aux signaux secondaires et aux données issues des moyens de traitement 55 peuvent être enregistrés. L'enregistrement de données des instruments de bord des circuits primaires permet notamment une comparaison avec les données respectives de l'instrument de secours 4. Les données des instruments de bord des circuits primaires peuvent être enregistrées par exemple dans une mémoire interne à chaque instrument de bord. Avantageusement, celles-ci sont enregistrées dans la seule mémoire interne 58 de l'instrument de secours 4.
Dans la deuxième étape 42, les signaux secondaires et, le cas échéant, les données issues des moyens de traitement 55, les signaux primaires et les données des circuits primaires sont récupérés après l'atterrissage de l'avion, par exemple par une équipe de maintenance. Un dispositif de diagnostic, par exemple un ordinateur, entre en communication avec l'instrument de secours 4 par le module 59 de communication et récupère tous les signaux et toutes les données enregistrés au cours du vol.
Dans une forme particulière de réalisation, les signaux primaires et les données des circuits primaires enregistrés au cours du vol sont récupérés par l'intermédiaire du seul instrument de secours 4, en particulier par son module 59 de communication. Cette forme de réalisation évite des connexions multiples avec les différents instruments de bord des circuits primaires ayant enregistré des signaux et des données des circuits primaires. Un diagnostic plus rapide de l'instrument de secours 4 est ainsi possible. Cependant, il est également possible d'envisager une récupération des signaux et des données des circuits primaires en établissant une connexion avec chacun des instruments de bord des circuits primaires.
Dans la troisième étape 43, les signaux secondaires et le cas échéant, les donnés issues des moyens de traitement 55, les signaux primaires et les données des circuits primaires sont analysés en vue d'un diagnostic de la défaillance de l'instrument de secours 4. Le diagnostic peut par exemple être effectué par un programme de diagnostic implanté dans l'ordinateur. Le programme de diagnostic peut notamment comparer les signaux secondaires avec les signaux primaires correspondants. Il peut également analyser les données issues des moyens de traitement 55 en fonction des signaux secondaires.
Le procédé selon l'invention permet un diagnostic complet de la défaillance de l'instrument de secours 4, sans requérir un ordinateur de bord spécifique à la détection de défaillances. Le dispositif de diagnostic est externe à l'aéronef ; il ne nécessite donc pas de certification de navigation. Il est également possible de remonter à la cause source de la défaillance et de changer l'instrument de bord, le capteur, ou tout autre dispositif effectivement défaillant, sans déposer l'instrument de secours 4 apparemment défaillant. Il en résulte que seuls les dispositifs effectivement défaillants sont remplacés. Le procédé permet ainsi à la fois une économie de temps et d'argent, tout en garantissant une meilleure sécurité des vols par le remplacement approprié des dispositifs défaillants.

Claims

REVENDICATIONS
1. Procédé de diagnostic d'un instrument de bord (4) d'un aéronef, l'aéronef comportant un pilote et éventuellement un copilote, l'instrument de bord (4) recevant des signaux secondaires d'au moins un capteur (51 , 52, 53), caractérisé en ce qu'il comprend les étapes suivantes : - déclencher (41 ) un enregistrement des signaux secondaires sur commande du pilote ou du copilote lorsqu'il constate une défaillance de l'instrument de bord (4) ;
- récupérer (42) les signaux enregistrés sans déposer l'instrument de bord (4) ; - déterminer (43), à partir des signaux récupérés, la présence ou non d'une défaillance de l'instrument de bord (4) et, le cas échéant, diagnostiquer la défaillance de l'instrument de bord (4).
2. Procédé selon la revendication 1 , caractérisé en ce que l'enregistrement des signaux secondaires est déclenché pendant un vol de l'aéronef.
3. Procédé selon l'une des revendications précédentes, caractérisé en ce que les signaux enregistrés sont récupérés au sol.
4. Procédé selon l'une des revendications précédentes, caractérisé en ce que l'instrument de bord (4) est un instrument de secours.
5. Procédé selon l'une des revendications précédentes, l'instrument de bord (4) étant connecté à des circuits primaires, les circuits primaires recevant des signaux primaires provenant de capteurs, caractérisé en ce que le déclenchement de l'enregistrement des signaux secondaires déclenche l'enregistrement des signaux primaires.
6. Procédé selon l'une des revendications précédentes, l'instrument de bord (4) traitant les signaux secondaires par des moyens de calcul (56) et des moyens de commande de l'affichage (57) pour obtenir des données traitées, caractérisé en ce que le déclenchement de l'enregistrement des signaux secondaires déclenche l'enregistrement des données traitées.
7. Procédé selon l'une des revendications précédentes, caractérisé en ce que les signaux secondaires et, le cas échéant, les signaux primaires et les données traitées sont enregistrés périodiquement.
8. Procédé selon l'une des revendications précédentes, caractérisé en ce que l'instrument de bord (4) comporte une mémoire interne (58) et en ce que les signaux secondaires et, le cas échéant, les signaux primaires et les données traitées sont tous enregistrés dans la mémoire interne (58) de l'instrument de bord (4).
9. Instrument de bord (4) permettant une mise en œuvre du procédé selon l'une des revendications précédentes, caractérisé en ce qu'il comprend des moyens pour déclencher l'enregistrement des signaux secondaires et, le cas échéant, des signaux primaires et des données traitées, des moyens de communication (59) accessibles sans dépose de l'instrument de bord (4) et une mémoire interne (28).
10. Instrument de bord (4) selon la revendication 9, caractérisé en ce que les moyens pour déclencher l'enregistrement des signaux secondaires comprennent un bouton de commande.
1 1 . Instrument de bord (4) selon l'une des revendications 9 ou 10, caractérisé en ce que les moyens de communication (59) comprennent un composant d'émission et/ou de réception infrarouge.
12. Instrument de bord (4) selon l'une des revendications 9 à 1 1 , caractérisé en ce qu'il est un instrument de secours.
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