FR2922013A1 - Procede de diagnostic in situ d'un instrument de bord avionique,instrument de bord et ordinateur permettant de mettre en oeuvre le procede selon l'invention. - Google Patents

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 action 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) 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, instrument de bord et ordinateur permettant de mettre en oeuvre 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 et un ordinateur permettant de mettre en oeuvre le procédé selon l'invention.

La fiabilité des instruments de bord en utilisation dans les compagnies aériennes est mesurée selon deux critères principaux : ~o - 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. 15 - 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 20 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 25 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 30 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. II 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 35 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 action 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 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 30 déclenché pendant un vol de l'aéronef. L'instrument de bord 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 5 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 10 traitées peuvent être enregistrés dans la mémoire interne de l'instrument de bord. Avantageusement, les signaux secondaires et, le cas échéant, les signaux primaires et les données traitées sont récupérés sur un ordinateur comportant un programme de diagnostic. 15 L'invention a également pour objet un instrument de bord permettant une mise en oeuvre 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 20 primaires et des données traitées, des moyens de communication accessibles sans dépose de l'instrument de bord et une mémoire interne. 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 25 comporte un instrument de secours.

L'invention a encore pour objet un ordinateur permettant une mise en oeuvre du procédé décrit ci-dessus, l'ordinateur comportant des moyens de communication compatibles avec les moyens de communication de 30 l'instrument de bord décrit plus haut. L'ordinateur comporte également un programme de diagnostic pour analyser les signaux secondaires et, le cas échéant, les signaux primaires et les données traitées.

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, 5 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 ; 10 - 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. 15 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 20 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. 25 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 30 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 35 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 11 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 15 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.

20 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 25 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 30 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 35 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 11. 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 4.35 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 actionne 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 action 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 (12)

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 action 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) 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 15 l'enregistrement des signaux secondaires est déclenché pendant un vol de l'aéronef.

3. Procédé selon l'une des revendications précédentes, l'instrument de bord (4) étant connecté à des circuits primaires, les circuits 20 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.

4. Procédé selon l'une des revendications précédentes, 25 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. 30

5. 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.

6. 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).

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 récupérés au sol par une équipe de maintenance.

8. 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 récupérés sur un ordinateur comportant un programme de diagnostic.

9. Instrument de bord (4) permettant une mise en oeuvre 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 25 ce que les moyens de communication (59) comprennent un composant d'émission et/ou de réception infrarouge.

11. Instrument de bord (4) selon la revendication 9 ou 10, caractérisé en ce qu'il comporte un instrument de secours.

12. Ordinateur permettant une mise en oeuvre du procédé selon l'une des revendications 1 à 8, comportant des moyens de communication compatibles avec les moyens de communication (59) de l'instrument de bord (4) selon l'une des revendications 9 à 11, caractérisé en ce qu'il comporte un 30programme de diagnostic pour analyser les signaux secondaires et, le cas échéant, les signaux primaires et les données traitées.