WO2014135809A1 - Procédé et système de contrôle de la santé d'une turbomachine d'aéronef - Google Patents

Procédé et système de contrôle de la santé d'une turbomachine d'aéronef Download PDF

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WO2014135809A1
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parameter
turbomachine
aircraft
measurements
stable
Prior art date
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PCT/FR2014/050516
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English (en)
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François Xavier Marie FAUPIN
Hervé DESCOUSTEY
Grégory DIVET
Alexandre Kamenka
Manuel Philippe Jean Pierre
François THERMY
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Safran Helicopter Engines SAS
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Turbomeca SA
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    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01M—TESTING STATIC OR DYNAMIC BALANCE OF MACHINES OR STRUCTURES; TESTING OF STRUCTURES OR APPARATUS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • G01M15/00—Testing of engines
    • G01M15/02—Details or accessories of testing apparatus
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64F—GROUND OR AIRCRAFT-CARRIER-DECK INSTALLATIONS SPECIALLY ADAPTED FOR USE IN CONNECTION WITH AIRCRAFT; DESIGNING, MANUFACTURING, ASSEMBLING, CLEANING, MAINTAINING OR REPAIRING AIRCRAFT, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; HANDLING, TRANSPORTING, TESTING OR INSPECTING AIRCRAFT COMPONENTS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B64F5/00—Designing, manufacturing, assembling, cleaning, maintaining or repairing aircraft, not otherwise provided for; Handling, transporting, testing or inspecting aircraft components, not otherwise provided for
    • B64F5/60—Testing or inspecting aircraft components or systems
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01M—TESTING STATIC OR DYNAMIC BALANCE OF MACHINES OR STRUCTURES; TESTING OF STRUCTURES OR APPARATUS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • G01M15/00—Testing of engines
    • G01M15/14—Testing gas-turbine engines or jet-propulsion engines

Definitions

  • the invention relates to a method for controlling the health of an aircraft turbomachine and a system for implementing this method.
  • turbomachine refers to all gas turbine engines producing a motive power, among which are distinguished in particular turbojet engines providing thrust required for propulsion by reaction to the high speed ejection of hot gases, and turboshaft engines. in which the motive power is provided by the rotation of a motor shaft.
  • turboshaft engines are used as engines for helicopters.
  • Turboprops are turboshaft engines used as aircraft engines.
  • aircraft refers to all flying aircraft, including airplanes and helicopters.
  • the specific conditions for example: stabilized level flight, altitude below a predetermined altitude, heating and defogging stopped
  • This known control method has the disadvantage of imposing a specific flight (or a specific phase of flight) which entails personnel and fuel costs.
  • the implementation of this control method therefore represents a workload additional to the progress of a conventional flight and is therefore performed as few times as necessary while respecting the periodicity prescribed by the manufacturer of the turbomachine.
  • the low frequency of this control process also makes it difficult to "trend monitoring", that is to say to finely monitor the evolution of the health of the turbomachine over time and uses of the turbomachine.
  • the automatic analysis procedure being performed on board the aircraft during the specific flight a dedicated system is embedded. This system is expensive and its update requires to immobilize the device.
  • An object of the present invention is to remedy at least substantially all or some of the disadvantages mentioned above.
  • the invention achieves its goal by proposing a method for controlling the health of an aircraft turbomachine, said method comprising a step of detecting a period among measurements of at least a first parameter relating to the turbomachine and of at least one second parameter relating to the flight conditions of said aircraft, to the equipment of the aircraft and / or to the turbomachine recorded over time during a normal flight of said aircraft, referred to as the stable period, during which at least the second parameter is substantially stable for a predetermined time, at least the measurements of the first parameter during said stable period being intended to be analyzed in order to determine the operating state of the turbomachine.
  • a normal flight of the aircraft is a flight that does not include any specific flight phase during which the pilot intentionally puts his aircraft in specific conditions conventional for the conventional control of the health of the turbomachine in order to achieve such control.
  • a normal flight is a commercial or mission flight consisting of the typical take-off, transport and landing phases, and possible phases of conventional checks during the flight (of course other than a specific flight phase for control of the health of the turbomachine).
  • the step of detecting a stable period it is checked whether one or more second parameters are substantially stable for a predetermined duration.
  • substantially stable is meant that the parameter varies little or not.
  • the parameter varies over a predetermined range of values (or states), percentage or amplitude, if the parameter is a parameter that can take more than two values (or states), or remains strictly constant if this parameter is an "all or nothing" parameter (ie it can only take two values or states).
  • the second parameter considered is the speed of the aircraft (parameter may take more than two values)
  • this parameter is substantially stable if this speed is between a predetermined minimum speed and a maximum speed during the flight. predetermined time, for example 3 minutes.
  • this same parameter is substantially stable if it varies by less than 10% for the predetermined duration.
  • this same parameter is substantially stable if it varies by less than a predetermined amplitude, for example 50km / h, for the predetermined duration. If the parameter considered is the state of opening or closing of a valve (parameter "all or nothing") it is considered that this parameter is substantially stable if it remains in the same state, for example closed, for the duration predetermined.
  • each parameter has its own stability criteria. For example, a first parameter should vary by no more than 5%, a second parameter should remain between a predetermined minimum value and a maximum value, a third parameter should remain higher than another predetermined value, a fourth parameter should remain in a predetermined parameter. predetermined state (eg "on” or "off”), etc.
  • a method of estimating the derivative (ie of the "slope") of the linear regression of the measurements of the parameter on a sliding window is used, a known method of the invention. skilled person elsewhere.
  • This linear regression estimation method defines a curve representative of the evolution of the parameter over time from the measurement points. It then calculates the derivative of this curve and determines the stability of the parameter from this derivative. For example, it is determined that the parameter is stable when the derivative is substantially zero or between a predetermined minimum value and a maximum value.
  • statistical laws are used to determine, from the values of the derivative at each moment of measurement, a probability of being in a stable state and a stability indicator.
  • a stability indicator is associated with each of the detected stable periods.
  • the exploitation of the measures over the stable period is a function of this stability indicator. For example, a stable period having a stability indicator less than a predetermined value (or predetermined indicator) will not be exploited while a stable period having a stability indicator greater than the predetermined value will be exploited. According to another variant, only the period having the greatest stability indicator will be exploited.
  • one or more first parameters such as, for example, the temperature of the gases at a given point within the turbine engine or the torque of a turbine shaft. are substantially stable.
  • the stability of the first parameters is advantageously verified in a manner similar to the stability of the second parameters.
  • the stability of the gas temperature between the gas generator and the free turbine makes it possible in particular to ensure that the turbine engine has reached a stable thermal regime.
  • a person skilled in the art knows the temperature measurement "T45" in a helicopter turbine engine as the temperature of the gases between the gas generator and the free turbine.
  • the stability criterion for the considered parameter is verified, or when each stability criterion for each parameter considered is verified over a period as long as the predetermined duration (ie the duration of the period is greater than or equal to the predetermined duration) then we consider that the period considered is a stable period.
  • the period considered is a stable period.
  • a record is provided initially comprising measurements over time during a normal flight of a set of first parameters comprising one or more first parameters, and a set of second parameters comprising one or more second parameters. then it is determined whether a period during the recording is a stable period during which the flight conditions are comparable / comparable to the specific flight conditions for carrying out a control of the health of the conventional turbomachine. Subsequently, it is possible to use the measurements of the first parameter (s) and if necessary of the second parameter (s) during this stable period to analyze the health of the turbomachine.
  • these different stable periods can also be exploited as a function of predetermined parameters.
  • the health of the turbomachine can be analyzed according to the different speeds of the turbomachine. We can thus carry out a control of health under conventional conditions, or make a control of the health under other conditions (very high regime, low regime, etc.). It is thus possible to analyze more finely the behavior and the health of the turbomachine.
  • this method can be implemented during the normal flight in continuous control, for example using an on-board computer or a ground control computer.
  • This method can also be implemented to analyze, after the conventional flight, measurements recorded during the conventional flight, for example in the maintenance base of the aircraft, for example after each conventional flight, or after a predetermined number of conventional flights.
  • the method is implemented on the ground (out of the aircraft), it is possible to centralize the measurements made on different aircraft. This also overcomes the disadvantages of installing and updating dedicated embedded systems in each aircraft.
  • the step of detecting the stable period is performed after the flight of the aircraft, and preferably on the ground (outside the aircraft, within a control station).
  • this method can be implemented both for controlling the health of an aircraft turbojet engine and a helicopter turbine engine.
  • the measurements comprise at least one series of measurement of a first parameter over time and at least one series of measurements of a second parameter over time.
  • Other series, for other (s) first (s) or second (s) parameter (s) may also be part of the measurements.
  • the recording comprises a single series of measurement by parameter.
  • the series of measurements are synchronized, that is to say that when a parameter is measured, all the other parameters are also synchronized at the same time.
  • the measurement of a parameter at a given moment is called the "measurement point”.
  • the measuring points of all the settings are synchronized.
  • all the parameters, first and second are measured at the same frequency. This makes it easier to use the recording of measurements.
  • this recording frequency of the measurements of the parameters is between 0.25 Hz (hertz) and 5.00 Hz. This makes it possible to ensure that a sufficient number of measurement points will be available to exploit these measurements.
  • the recording frequency of the measurements of the parameters is between 1.00 Hz and 2.00 Hz
  • the measurements extend over the entire duration of the flight of the aircraft. This makes it possible to have a measuring unit as complete as possible.
  • the predetermined period is between 1 minute and 10 minutes. Even more preferentially, the predetermined period is in 2 minutes and 6 minutes. Even more preferentially, the predetermined period is about 3 minutes.
  • a duration of about 3 minutes corresponds to the maximum time to achieve the thermal stability of a turbine engine in level flight.
  • the method comprises, before the step of detecting a stable period, a measurement processing step during which the outliers of at least the measurements of the second parameter are ignored (ie ignored for the implementation each of the following steps of the method) and / or at least the measurements of the second parameter are smoothed.
  • a measurement value at a given instant is aberrant when it differs by more than 50% from the value measured at the instant immediately before and from the value measured at the moment immediately afterwards.
  • the deviation of a measuring point from its smoothed value is calculated, and if this difference is greater than three times the sliding standard deviation, then this point is identified as aberrant.
  • the method takes into account the average value of the measured value at the moment immediately before and the value measured immediately after instead of the ignored outlier.
  • the smoothness of the measurements is performed using a convolution product between said measurements and a filter, for example a low pass filter to calculate an exponential moving average. This type of treatment is known to those skilled in the art.
  • the processing of the measurements is applied throughout the duration of the measurements.
  • the processing of the measurements is, for example, carried out according to methods known in itself.
  • the treatment of the preference measurements is applied to the measurements of all the parameters used to determine whether a period is stable or not. This makes it easier to detect a stable period. Measurements of the parameters that are not used for this detection but used for the analysis subsequent to the stable period detection step may also be subjected to the processing of the measurements in order to prepare for their subsequent analysis. According to one variant, these latter measurements are not subject to the processing of the measurements and are optionally processed directly upstream of the analysis step, or else during the analysis step itself.
  • the method comprises, before the step of detecting a stable period or, if a measurement processing step is performed, before the step of processing measurements, a step of recording over time during a flight normal of said aircraft measurements of the first parameter and measurements of the second parameter.
  • the method comprises, after the step of detecting a stable period, when a stable period has been detected, a step of analyzing the measurements of the first and second parameters recorded during said stable period, one or more indicators. representative of the state of operation of the turbomachine being provided by said analysis.
  • a stability indicator is advantageously associated with each stable period, the analysis being carried out only for the most stable period, or for the periods exhibiting a predetermined stability indicator, for example the stable periods of which the indicator is greater than or equal to a predetermined indicator.
  • the indicator is a number between 0 (zero) and 1 (one), where 0 indicates a period that satisfies at least the stability criteria, with 1 indicating a particularly stable period (none of the parameters taken into account varies).
  • the analysis is for example a conventional analysis of the health control of an aircraft turbomachine. For example, this analysis calculates an average value of the measurements of each first and second parameter during the stable period. Then, these average values are compared to a numerical model of the turbomachine. During this comparison, one or more indicators of the health of the turbomachine are calculated. For example, a margin on the torque of the motor shaft of the turbomachine (for example free turbine shaft in a turbomachine) is calculated. Such a torque margin makes it possible to estimate whether the turbomachine provides sufficient power. A margin on the temperature of the gases at a given location of the turbomachine can also be calculated. Such a temperature margin makes it possible to estimate whether the turbomachine is operating at an adequate temperature or whether it is heating up too much.
  • one or more indicators representative of the operating state of the turbomachine indicate (s) whether the turbomachine is working properly or not.
  • the process ends at this stage.
  • the maintenance technicians of the turbomachine draw the appropriate conclusions from these indicators, and act accordingly (for example flight authorization or maintenance stop).
  • the turbomachine comprises a gas generator, the second parameter comprising at least the speed of rotation of the gas generator shaft and it is verified that the rotation speed of the gas generator shaft is greater than a predetermined speed. (or first predetermined speed), for example 95% of the maximum rotational speed at takeoff, over the entire stable period before proceeding to the measurement analysis step.
  • a predetermined speed for example 95% of the maximum rotational speed at takeoff
  • the first parameter and the second parameter are respectively within ranges of values of these first and second parameters during the qualification tests of the turbomachine before proceeding to the measurement analysis step.
  • the behavior of the turbomachine being known during the qualification tests of the turbomachine, it is thus particularly interesting to check its behavior under these conditions. This also makes it possible to analyze its aging and to adapt the maintenance accordingly.
  • the recording step is performed in full flight, within the aircraft, while the possible measurement processing step, the stable period detection step and the step of analyzing the measurements are made on the ground and preferably after the flight.
  • the second parameter or parameters comprise at least one parameter chosen from the outside temperature, the flight altitude, the speed of the aircraft, the presence of optional equipment having an impact on the performance of the turbomachine, the degree of opening or closing of a turbomachine discharge valve, the degree of opening or closing of an air sampling valve or the flow of air taken from the turbomachine, the amount of electrical energy taken from the turbomachine.
  • a sand filter to prevent the ingestion of sand in the turbomachine disposed at the air inlet of the turbomachine forms an optional material having an impact on the performance of the turbomachine.
  • a nozzle with a jet diluter for reducing the infrared signature of the turbomachine (and therefore of the aircraft) forms a optional equipment having an impact on the performance of the turbomachine.
  • the discharge valve is a valve intended to prevent the pumping phenomena of the compressor of the turbomachine by draining a certain amount of air to the outside of the turbomachine.
  • the air bleed valve is the valve by which air is taken directly or indirectly from the cockpit of the aircraft, for example for heating or defogging. Similarly, the air taken is the air intended for the cockpit of the aircraft.
  • the electric power sampling within the turbomachine is more or less important depending on the electrical devices activated within the aircraft.
  • this list of second parameters is not limiting.
  • this list may further include the navigation parameters of the aircraft such as wind direction and force, roll, pitch, heading or yaw, GPS coordinates ("Global Positioning System” or “System”). Global Location ”) of the aircraft.
  • GPS coordinates Global Positioning System or “System”
  • the stationary character of the flight zero or very low speed and constant altitude
  • the stationary character of the flight can also be included in the list of second parameters.
  • a period is stable when, during the predetermined duration, the speed of the aircraft is between a predetermined minimum speed and a predetermined maximum speed and / or the flight altitude is between a predetermined minimum altitude and a predetermined maximum altitude.
  • the predetermined minimum and maximum speeds / altitudes correspond to the minimum and maximum speeds / altitudes that have been used for the qualification tests for the operation of the turbomachine.
  • the behavior of the turbomachine under these conditions is well known, and it is easier to analyze its health in these conditions. More generally, it is advantageously determined that a period is stable when one or more parameter (s), first or second, is in a range of values corresponding to the ranges of values of this (these) same parameter (s) used for the qualification tests for the operation of the turbomachine.
  • a period is stable when, during all the predetermined duration, the roll, the pitch and the heading of the aircraft each vary by less than a predetermined amplitude, for example 5 ° (five degrees of angle).
  • the turbomachine comprises a gas generator and a free turbine, the first parameter or parameters comprising at least one parameter chosen from the torque of the shaft of the free turbine and the temperature of the gases between the gas generator and the free turbine.
  • the gas generator is the part where the thermodynamic cycle is carried out allowing the production of power or thrust resulting from the ejection of gas at high speed.
  • the gas generator comprises a compressor, a combustion chamber and an expansion turbine mechanically linked in rotation to the compressor.
  • the free turbine is a mechanically independent turbine of the gas generator. In other words, the free turbine is rotated solely by the gases from the gas generator, it is coupled fluidly and non-mechanically to the gas generator.
  • the turbomachine comprises a gas generator and a free turbine, the second parameter or parameters comprising at least one parameter chosen from the rotational speed of the gas generator shaft and the speed of rotation of the free turbine. These speeds are preferably the speeds measured directly on the trees rather than the set speeds.
  • the method according to the invention is particularly well suited for controlling the health of a helicopter turbine engine.
  • the invention also relates to a system for controlling the health of an aircraft turbomachine, said system comprising a detection device for detecting a period among measurements of at least a first parameter relating to the turbomachine and at least a second parameter relating to the flight conditions of said aircraft, to the equipment of the aircraft and / or to the turbine engine registered in the course of time during a normal flight of said aircraft, said stable period, during which at least the second parameter is substantially stable for a predetermined duration, at least the measurements of the first parameter during said stable period being intended to be analyzed in order to determine the operating state of the turbomachine.
  • the detection device is configured to associate a stability indicator with each of the detected stable periods.
  • the system comprises a measurement processing device configured to ignore the outliers (i.e. ignore within each device of the system) of at least the measurements of the second parameter and / or to smooth at least the measurements of the second parameter.
  • the system comprises sensors for respectively measuring over time during a normal flight of said aircraft the first parameter and the second parameter, a recorder for recording the measurements of said sensors over time during the flight of the aircraft.
  • the system comprises an analysis device for executing, when a stable period has been detected, an analysis of the measurements of the first and second parameters recorded during said stable period, one or more indicators representative of the operating state of the turbomachine being provided by said analysis.
  • the turbomachine comprises a gas generator, the second parameter comprising at least the speed of rotation of the gas generator shaft, the analysis device being configured to verify that the rotational speed of the generator shaft of gas is greater than a predetermined speed (or first predetermined speed), for example 95% of the maximum rotational speed at takeoff, over the entire stable period before analyzing the measurements.
  • the analysis device is configured to verify that the first parameter and the second parameter are respectively within ranges of values of these first and second parameters during the qualification tests of the turbomachine before proceeding with the analysis of the measurements. .
  • the system according to the invention makes it possible to implement the various steps of the method according to the invention.
  • the detection device implements the step of detecting a stable period and the possible association of a stability indicator
  • the measurement processing device implements the measurement processing step
  • the sensors and the recorder implement the recording step
  • the analysis device implements the analysis step.
  • This device comprises for example one or more computers associated with one or more computer programs.
  • the sensors and the recorder are embedded within the aircraft while the detection device and the analysis device are not embedded within the aircraft.
  • an on-board computer and a computer program form the recorder, the sensors being connected to said onboard computer, while one or more ground computers and one or more computer programs form the detection device and the analysis device.
  • the measurement processing device is also not embedded in the aircraft.
  • one or more computer (s) on the ground and one or more computer program (s) form the device for processing measurements.
  • the transmission of the recording of the measurements from the recorder to the detection device or to the measurement processing device is carried out using means known to those skilled in the art, such as, for example, transmission by network, wired or not. wired, or by physical media such as a memory card.
  • the invention also relates to a first computer program comprising instructions for executing the step of detecting a stable period of the method according to the invention when said program is executed by a computer.
  • the invention also relates to a second computer program using the data generated by the first computer program, comprising the instructions for executing the process analysis step.
  • These programs can use any programming language, and be in the form of source code, object code, or intermediate code between source code and object code, such as in a partially compiled form, or in any form what other form is desirable.
  • the invention also relates to a computer readable recording medium on which is recorded the first computer program and / or the second program.
  • first program and the second program can be two separate programs or form two subprograms or two sub-parts of a single program.
  • the recording medium may be any entity or device capable of storing a program.
  • the medium may comprise storage means, such as a ROM, for example a CD-ROM or a microelectronic circuit ROM, or a magnetic recording medium, for example a floppy disk. or a hard drive.
  • the recording medium may be an integrated circuit in which the program is incorporated, the circuit being adapted to execute or to be used in the execution of the method in question.
  • FIG. 1 represents a system for controlling the health of a helicopter turbine engine
  • FIG. 2 represents a flowchart describing the various steps of the health control method implemented by the control system of FIG. 1.
  • FIG. 1 shows a helicopter 10 and a maintenance center 50 of said helicopter 10.
  • the helicopter 10 comprises a turbine engine 12, an on-board computer 14 and sensors 16a to 161 while the maintenance center 50 comprises a control computer 54.
  • the sensors 16a to 161 and the computers 14 and 54 form a control system 100 of turbine engine health 12.
  • the turbine engine 12 has a gas generator 12a, a free turbine 12b, a discharge valve 12c and an electric energy generator 12e for supplying electrical energy to equipment of the helicopter other than the turbine engine 12 itself.
  • the arrows in dashed lines indicate the direction of the gas flow within the turbine engine 12.
  • an air bleed valve 12d makes it possible to regulate the air bleed flow rate from the turbine engine 12 to other equipment. of the helicopter 10.
  • the sensor 16a measures the speed of rotation of the shaft of the gas generator 12a.
  • the sensor 16b measures the rotational speed of the shaft of the free turbine 12b.
  • the sensor 16c measures the degree of opening of the discharge valve 12.
  • the sensor 16d measures the degree of opening of the air sampling valve 12d.
  • the sensor 16e measures the amount of electrical energy taken from the turbine engine 12 via the electric generator 12e.
  • the sensor 16f measures the torque of the shaft of the free turbine 12b.
  • the sensor 16g measures the temperature of the gases between the gas generator 12a and the free turbine 12b.
  • the sensors 16f and 16g are first parameter sensors relating to the turbine engine 12.
  • the sensor 16h measures the outside temperature, that is to say the surrounding temperature of the helicopter.
  • the sensor 16i measures the flight altitude of the helicopter.
  • the sensor 16j measures the speed of the helicopter relative to the surrounding air. This speed is also known to those skilled in the art as “indicated speed” or “indicated air speed”.
  • the 16k sensor detects the presence of optional equipment such as a sand filter.
  • the sensor 161 is a sensor measuring the roll, the pitch and the heading of the helicopter 10. Of course, this sensor comprises a single sensor for measuring each of these three parameters, or two or three separate sensors.
  • the sensors 16a to 16e and 16h to 161 are sensors of second parameters relating to the turbine engine 12, the flight conditions and the equipment of the helicopter 10.
  • Each computer 14 and 54 comprises in particular a processor, a random access memory, a read only memory and a non-volatile flash memory (not shown).
  • the read-only memory of each of the computers 14 and 54 forms a recording medium, readable by the processor and on which is recorded one or more computer program (s) (hereinafter “program”) comprising instructions for the execution of the steps of the health control method of the turbine engine 12 of the helicopter 10 described later with reference to FIG.
  • a program PI is implemented in the on-board computer 14 and makes it possible to implement step E1 (see FIG. 2) for recording the measurements of the health control method of the turbine engine 12 of the A helicopter 10.
  • a program P2 is implemented in the control computer 54 and makes it possible to implement the step E2 (see FIG.
  • a program P3 is implemented in the control computer 54 and makes it possible to implement the step E3 (see FIG.
  • a program P4 is implemented in the control computer 54 and makes it possible to implement the step E4 (see Fig. 2) of analysis of the measurements during the stable period.
  • the program P2 is a program using the data generated by the program P1.
  • the program P3 is a program using the data generated by the program P2.
  • the program P4 is a program using the data generated by the program P3.
  • the programs P2 and P3; P3 and P4; or P2 and P3 and P4 can be combined into one program.
  • the program P2 can be implemented in the on-board computer 14, in addition to the program P1.
  • the program P2 and the program P3 can be implemented in the on-board computer 14, in In addition to the program Pl.
  • the programs P2, P3 and P4 are implemented in the on-board computer 14, in addition to the program P1.
  • the method is implemented solely by the onboard computer 14, during or after the flight of the helicopter (for the steps E2, E3 and E4), and the control computer 54 is not used for the control of the health of the turbine engine 12.
  • the programs PI and P2; P3 and P4; PI and P2 and P3; P2 and P3 and P4; or else PI and P2 and P3 and P4 can be united in one and the same program.
  • the P2 to P4 programs are advantageously implemented within the onboard computer 14. Conversely, if the method is used to optimize the maintenance, the programs P2 to P4 are advantageously implemented within the control computer 54.
  • the on-board computer 14 forms a recorder for recording the measurements of the sensors 16a to 161 while the control computer 54 forms a detection device, a device for processing measurements and an analysis device.
  • the method for controlling the health of the turbine engine 12 is described with reference to FIG. 2.
  • the process begins (see “start") when starting up the turbomachine 12.
  • the method may start later, for example when the helicopter takes off.
  • the step El of recording of the measurements begins.
  • the recording of the measurements using the on-board computer 14 and the sensors 16a to 161 thus starts as soon as the turbine engine 12 is started, and ends when the engine 12 is stopped by the pilot.
  • the recording can be stopped before the voluntary shutdown of the turbomachine 12, for example when the helicopter 10 lands.
  • the measurements are recorded during the entire duration of the flight of the helicopter 10, this flight being a normal flight, that is to say a commercial flight or conventional mission for this type of flight. apparatus, starting the turbomachine 12 until it stops by the pilot.
  • the measurements include as many series of measurements over time during flight as sensors, namely a series of measurements per parameter.
  • the recording of the measurements thus includes fourteen series of measurements over time, measured by the twelve sensors 16a to 161, the sensor 161 measuring three parameters namely the heading, roll and pitch of the helicopter.
  • the following parameters are measured during the flight of the helicopter 10: the rotational speed of the gas generator shaft 12a, the speed of rotation of the free turbine 12b, the temperature of the gases between the gas generator 12a and the free turbine 12b, the torque of the shaft of the free turbine 12b, the degree of opening of the discharge valve 12c, the degree of opening of the air bleed valve 12d, the amount of energy electric taken from the turbine engine via the generator 12e, the outside temperature, the flight altitude, the speed of the helicopter 10, and the presence of optional equipment having an impact on the performance of the turbine engine 12.
  • the measurements are made at a frequency of 2 Hz (hertz) and are synchronized. Thus, every 0.5 seconds all the parameters are measured, all the parameters at the same instant, and the recorded measurements.
  • step E1 when the recording of the measurements is completed, the recorded measurements (or the recording of the measurements) are transmitted from the on-board computer 14 to the control computer 54.
  • This transmission step measurements can be automatic for example when the turbomachine 12 is stopped, for example via a wireless network, or require a specific intervention, for example the physical transfer of a memory card from the on-board computer 14 to the computer 54.
  • This measurement transfer step is not illustrated in Figure 2. Note that this step is not necessary in the variant where the entire process is implemented by the on-board computer 14 .
  • the processing step of the measurements E2 is executed.
  • the measurement series of all the parameters are processed.
  • the outliers are ignored in the set of measurements of each of the measured parameters, and each of these series is smoothed. It will be noted that according to a variant this step E2 is not executed, and that the associated program P2 is not implemented in the control computer 54.
  • step E3 of detecting a stable period.
  • a period is stable when, for a predetermined duration of 3 minutes, the derivative of each of the parameters is zero, or considered to be zero, and if:
  • the rotational speed of the gas generator shaft 12a is greater than a predetermined speed (or second predetermined speed), in this example equal to 89% of the maximum rotational speed at takeoff,
  • the flight altitude is between a predetermined minimum altitude and a predetermined maximum altitude, in this example respectively equal to 2000 feet (about 610 meters) and 4000 feet (about 1220 meters),
  • the speed of the helicopter is between a predetermined minimum speed and a predetermined maximum speed, in this example respectively equal to 130 knots (about 241km / h) and 150 knots (about 278km / h).
  • a single criterion or a reduced number of criteria among the criteria mentioned above can be used to determine whether a period is stable.
  • the rotational speed of the gas generator shaft is not taken into consideration to determine the stability of a period, or another criterion is used, for example a variation of 5%. the rotational speed of the gas generator shaft. This allows later, if several stable periods are identified, to select the stable periods as a function of the rotation speed of the desired gas generator shaft.
  • the criterion of a speed of rotation of the gas generator shaft 12a greater than 89% of the maximum rotational speed at takeoff makes it possible to detect a stable period in the majority of the cases of use of the turbine engine. Of course, it is possible subsequently to make a selection among the detected stable periods, for example by selecting the stable periods in which the rotational speed of the gas generator shaft 12a is greater than 95% of the maximum rotational speed at lift-off.
  • the criterion "rotational speed of the gas generator shaft 12a is greater than 95% of the maximum rotational speed at takeoff” can be used as a stability criterion (see second predetermined speed).
  • the stable period detection step E3 does not stop at the first stable period detected during the recording, but at the end of the recording of the measurements. Thus, several stable periods can be detected during the same recording of the measurements.
  • a stability indicator is associated with each of the detected stable periods.
  • step E3 When a stable period has been searched for the entire duration of the recording of the measurements, the step E3 is finished. If no stable period has been detected ("no" after step E3), the health control process of the turbine engine 12 ends ("end” in Figure 2). If one or more stable periods has / have been detected, the recording of the measurements during the stable period having the highest stability indicator is analyzed during the step E4. Of course, according to one variant, several stable periods can be analyzed, for example the periods having a stability indicator greater than a predetermined indicator.
  • step E4 for analyzing measurements during a stable period the measurements of all the parameters measured in step E1 are analyzed. If the stable period is longer than the predetermined duration (in this example 3 minutes), the analysis of the measurements can be performed on only the predetermined duration, or over the entire effective duration of the stable period.
  • the predetermined duration in this example 3 minutes
  • the measurement analysis is a conventional analysis known to those skilled in the art.
  • one or more indicators of the health of the turbine engine 12 for example a torque margin of the free turbine shaft 12b and a temperature margin between the gas generator 12a and the free turbine 12b are edited.
  • the method can be applied to only one of these turbomachines, or to several or all the turbomachines of this aircraft.
  • a period is stable when, over a predetermined duration, the stability criteria are fulfilled by each of the turbomachines (i.e. at least one and the same second parameter for each of the turbomachines satisfies the stability criteria).
  • stability criteria described in the detailed description are non-limiting examples. Of course, any other criterion can be applied. Similarly, it is possible to retain only a limited number of parameters that satisfy the stability criteria. In particular, the collection of electrical energy is optional.
  • the measurement recording step is not included in the health control method of an aircraft turbine engine.
  • the method comprises a step where a recording of measurements of first (s) and second (s) parameters is provided.
  • the health control system of an aircraft turbine engine does not include a sensor or recorder.

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Abstract

Procédé de contrôle de la santé d'une turbomachine (12) d'aéronef (10), comprenant une étape (E3) de détection d'une période parmi des mesures d'au moins un premier paramètre relatif à la turbomachine (12) et d'au moins un deuxième paramètre relatif aux conditions de vol dudit aéronef (10), aux équipements de l'aéronef (10) et/ou à la turbomachine (12) enregistrées au cours du temps pendant un vol normal dudit aéronef (10), dite période stable, pendant laquelle au moins le deuxième paramètre est sensiblement stable pendant une durée prédéterminée, au moins les mesures du premier paramètre pendant ladite période stable étant destinées à être analysées afin de déterminer l'état de fonctionnement de la turbomachine.

Description

Procédé et système de contrôle de la santé
d'une turbomachine d'aéronef
DOMAINE DE L'INVENTION
L'invention concerne un procédé de contrôle de la santé d'une turbomachine d'aéronef ainsi qu'un système pour la mise en œuvre de ce procédé.
Le terme « turbomachine » désigne l'ensemble des appareils à turbine à gaz produisant une énergie motrice, parmi lesquels on distingue notamment les turboréacteurs fournissant une poussée nécessaire à la propulsion par réaction à l'éjection à grande vitesse de gaz chauds, et les turbomoteurs dans lesquels l'énergie motrice est fournie par la rotation d'un arbre moteur. Par exemple, des turbomoteurs sont utilisés comme moteur pour des hélicoptères. Les turbopropulseurs (turbomoteur entraînant une hélice) sont des turbomoteurs utilisés comme moteur d'avion.
Le terme « aéronef » désigne l'ensemble des appareils volants, notamment les avions et les hélicoptères.
ETAT DE LA TECHNIQUE ANTERIEURE
On connaît un procédé de contrôle de la santé d'une turbomachine d'aéronef, et plus particulièrement de turbomoteur d'hélicoptère, dans lequel, avant de lancer une procédure automatique d'analyse des données en plein vol à bord de l'aéronef, il est requis au préalable que le pilote place l'aéronef dans des conditions particulières (par exemple : vol en palier stabilisé, altitude inférieure à un altitude prédéterminée, chauffage et désembuage arrêtés) pendant un vol spécifique, dites conditions spécifiques de contrôle de la santé de la turbomachine. Lorsque les conditions spécifiques sont atteintes pendant ce vol spécifique, et uniquement dans ces conditions, le pilote peut lancer la procédure automatique d'analyse des données.
Ce procédé de contrôle connu présente l'inconvénient d'imposer un vol spécifique (ou une phase spécifique de vol) qui entraine des coûts en personnel et en carburant. La mise en œuvre de ce procédé de contrôle représente donc une charge de travail supplémentaire au déroulement d'un vol classique et est donc réalisée aussi peu de fois que nécessaire tout en respectant la périodicité prescrite par le fabricant de la turbomachine. La faible fréquence de ce procédé de contrôle rend par ailleurs difficile le « suivi de tendance », c'est-à-dire surveiller finement l'évolution de la santé de la turbomachine au cours du temps et des utilisations de la turbomachine. Par ailleurs, la procédure automatique d'analyse étant réalisée à bord de l'aéronef pendant le vol spécifique, un système dédié est embarqué. Ce système est coûteux et sa mise à jour demande d'immobiliser l'appareil. Par ailleurs, il n'est pas toujours aisé de s'assurer que toute une flotte d'un même type d'aéronef présente la même version du système spécifique dédié, ce qui complique les analyses plus générales prenant en compte le résultat des différents contrôles de la santé des turbomachines de chacun des aéronefs de ladite flotte d'aéronefs.
PRESENTATION DE L'INVENTION
Un but de la présente invention est de remédier au moins substantiellement à tout ou partie des inconvénients mentionnés ci- dessus.
L'invention atteint son but en proposant un procédé de contrôle de la santé d'une turbomachine d'aéronef, ledit procédé comprenant une étape de détection d'une période parmi des mesures d'au moins un premier paramètre relatif à la turbomachine et d'au moins un deuxième paramètre relatif aux conditions de vol dudit aéronef, aux équipements de l'aéronef et/ou à la turbomachine enregistrées au cours du temps pendant un vol normal dudit aéronef, dite période stable, pendant laquelle au moins le deuxième paramètre est sensiblement stable pendant une durée prédéterminée, au moins les mesures du premier paramètre pendant ladite période stable étant destinées à être analysées afin de déterminer l'état de fonctionnement de la turbomachine.
Un vol normal de l'aéronef est un vol qui ne comprend aucune phase de vol spécifique au cours de laquelle le pilote met intentionnellement son appareil dans des conditions spécifiques classiques pour le contrôle classique de la santé de la turbomachine dans le but de réaliser un tel contrôle. Par exemple, un vol normal est un vol commercial ou de mission comprenant les phases de décollage, de transport et d'atterrissage classiques, et d'éventuelles phases de vérifications classiques pendant le vol (bien entendu autre qu'une phase de vol spécifique pour le contrôle de la santé de la turbomachine).
Au cours de l'étape de détection d'une période stable, on vérifie si un ou plusieurs deuxièmes paramètres sont sensiblement stables pendant une durée prédéterminée. Par « sensiblement stable » on entend que le paramètre varie peu ou pas. Par exemple, le paramètre varie sur une plage de valeurs (ou d'états), d'un pourcentage ou d'une amplitude prédéterminés, si le paramètre est un paramètre pouvant prendre plus de deux valeurs (ou états), ou reste strictement constant si ce paramètre est un paramètre « tout ou rien » (i.e. ne pouvant prendre que deux valeurs ou états). Par exemple, si le deuxième paramètre considéré est la vitesse de l'aéronef (paramètre pouvant prendre plus de deux valeurs), on peut considérer que ce paramètre est sensiblement stable si cette vitesse est comprise entre une vitesse minimale et une vitesse maximale prédéterminées pendant la durée prédéterminée, par exemple 3 minutes. Selon une variante, on peut considérer que ce même paramètre est sensiblement stable s'il varie de moins de 10% pendant la durée prédéterminée. Selon encore une autre variante, on peut considérer que ce même paramètre est sensiblement stable s'il varie de moins d'une amplitude prédéterminée, par exemple 50km/h, pendant la durée prédéterminée. Si le paramètre considéré est l'état d'ouverture ou de fermeture d'une vanne (paramètre « tout ou rien ») on considère que ce paramètre est sensiblement stable si il reste dans le même état, par exemple fermé, pendant toute la durée prédéterminée.
Bien entendu, dans le cas où on vérifie que plusieurs paramètres sont sensiblement stables pendant la durée prédéterminée, chaque paramètre présente ses propres critères de stabilité. Par exemple un premier paramètre ne devra varier que de 5% au maximum, un deuxième paramètre devra rester compris entre une valeur minimale et une valeur maximale prédéterminées, un troisième paramètre devra rester supérieur à une autre valeur prédéterminée, un quatrième paramètre devra rester dans un état prédéterminé (par exemple « marche » ou « arrêt »), etc.
Selon encore une autre variante, pour déterminer la stabilité d'un paramètre, on utilise un procédé d'estimation de la dérivée (i.e. de la « pente ») de la régression linéaire des mesures du paramètre sur une fenêtre glissante, procédé connu de l'homme du métier par ailleurs. Ce procédé d'estimation par régression linéaire défini une courbe représentative de l'évolution du paramètre au cours du temps à partir des points de mesure. Il calcule ensuite la dérivée de cette courbe et détermine la stabilité du paramètre à partir de cette dérivée. Par exemple, on détermine que le paramètre est stable lorsque la dérivé est sensiblement nulle ou comprise entre une valeur minimale et une valeur maximale prédéterminées. Selon encore un autre exemple, on utilise des lois statistiques pour déterminer, à partir des valeurs de la dérivée à chaque instant de mesure, une probabilité d'être dans un état stable et un indicateur de stabilité. De manière générale, selon une variante, un indicateur de stabilité est associé à chacune des périodes stables détectées. Par exemple, l'indicateur de stabilité I est calculé comme étant le rapport entre la durée D de la période stable et la variation d'amplitude maximale A du paramètre considéré sur cette durée : I = D/A. Par la suite, l'exploitation des mesures sur la période stable est fonction de cet indicateur de stabilité. Par exemple, une période stable présentant un indicateur de stabilité inférieur à une valeur prédéterminée (ou indicateur prédéterminé) ne sera pas exploitée tandis qu'une période stable présentant un indicateur de stabilité supérieur à la valeur prédéterminée sera exploitée. Selon une autre variante, seule la période présentant le plus grand indicateur de stabilité sera exploitée.
En plus de la stabilité d'un ou plusieurs deuxièmes paramètres, on peut également vérifier qu'un ou plusieurs premiers paramètres, comme par exemple la température des gaz en un point donné au sein de la turbomachine ou le couple d'un arbre de turbine, sont sensiblement stables. La stabilité des premiers paramètres est avantageusement vérifiée de manière similaire à la stabilité des deuxièmes paramètres. Par exemple, la stabilité de la température des gaz entre le générateur de gaz et la turbine libre permet notamment de s'assurer que la turbomachine a atteint un régime stable du point de vue thermique. Par exemple, l'homme du métier connaît la mesure de température « T45 » au sein d'un turbomoteur d'hélicoptère comme température des gaz entre le générateur de gaz et la turbine libre.
Lorsque le critère de stabilité pour le paramètre considéré est vérifié, ou lorsque chaque critère de stabilité pour chaque paramètre considéré est vérifié sur toute une période aussi longue que la durée prédéterminée (i.e. la durée de la période est supérieure ou égale à la durée prédéterminée), alors on considère que la période considérée est une période stable. En vérifiant qu'un ou plusieurs deuxièmes paramètres et éventuellement un ou plusieurs premiers paramètres sont stables pendant la durée prédéterminée, on détecte si une phase du vol normal pendant lequel les mesures ont été enregistrées est semblable/assimilable à un vol spécifique classique où les conditions spécifiques pour réaliser un contrôle de la santé de la turbomachine sont réunies.
Une fois qu'une période stable est détectée, on peut analyser les mesures du ou des premiers paramètres, et si besoin les mesures du ou des deuxièmes paramètres pendant cette période stable pour déterminer l'état de la santé de la turbomachine. Cette analyse est par exemple une analyse classique des paramètres réalisée pendant les contrôles classiques.
On s'affranchit ainsi de l'obligation de devoir mettre délibérément l'aéronef dans des conditions de vol spécifiques. En supprimant ces vols (ou phases de vol) spécifiques, on réduit d'autant les coûts associés.
On considère de manière statistique que les conditions spécifiques sont réunies suffisamment fréquemment au cours des différents vols normaux réalisés par un aéronef pour pouvoir éviter d'avoir à procéder aux vols spécifiques, ou au moins d'en réduire leur fréquence.
En résumé, on fournit dans un premier temps un enregistrement comprenant des mesures au cours du temps pendant un vol normal d'un ensemble de premiers paramètres comprenant un ou plusieurs premiers paramètres, et d'un ensemble de deuxièmes paramètres comprenant un ou plusieurs deuxièmes paramètre, puis on détermine si une période au cours de l'enregistrement est une période stable au cours de laquelle les conditions de vol sont comparables/assimilables aux conditions de vol spécifiques pour la réalisation d'un contrôle de la santé de la turbomachine classique. Par la suite, on peut utiliser les mesures du ou des premiers paramètres et si besoin du ou des deuxièmes paramètres pendant cette période stable pour analyser la santé de la turbomachine.
Dans le cas où plusieurs périodes stables sont détectées, on peut également exploiter ces différentes périodes stables en fonction de paramètres prédéterminés. Par exemple, on peut analyser la santé de la turbomachine en fonction des différents régimes de la turbomachine. On peut ainsi réaliser un contrôle de la santé dans des conditions classiques, ou faire un contrôle de la santé dans des conditions autres (très haut régime, bas régime, etc.). On peut ainsi, analyser plus finement le comportement et la santé de la turbomachine.
On comprend que ce procédé peut être mis en œuvre pendant le vol normal en contrôle continu, par exemple à l'aide d'un ordinateur de bord ou d'un ordinateur de contrôle au sol. Ce procédé peut également être mis en œuvre pour analyser après le vol classique des mesures enregistrées pendant le vol classique, par exemple dans la base de maintenance de l'aéronef, par exemple après chaque vol classique, ou après un nombre prédéterminé de vol classique. Dans le cas où le procédé est mis en œuvre au sol (hors de l'aéronef), il est possible de centraliser les mesures réalisées sur différents aéronefs. Ceci permet aussi de palier aux inconvénients liés à l'installation et la mise à jour de systèmes embarqués dédiés dans chaque aéronef.
Avantageusement, l'étape de détection de la période stable est effectuée après le vol de l'aéronef, et préférentiel lement au sol (en dehors de l'aéronef, au sein d'une station de contrôle).
Ceci permet d'éviter d'embarquer des systèmes dédiés coûteux et fastidieux à mettre à jour sur toute une flotte d'aéronefs et de limiter les sollicitations de l'ordinateur de bord pendant le vol. Ceci présente en outre l'avantage de pouvoir facilement centraliser toutes les mesures de tous les aéronefs et de faciliter les analyses à grande échelle
Bien entendu ce procédé peut être mis en œuvre tant pour le contrôle de la santé d'un turboréacteur d'avion que d'un turbomoteur d'hélicoptère.
On comprend que les mesures comprennent au moins une série de mesure d'un premier paramètre au cours du temps et au moins une série de mesures d'un deuxième paramètre au cours du temps. D'autres séries, pour d'autre(s) premier(s) ou deuxième(s) paramètre(s) peuvent également faire partie des mesures. Avantageusement, l'enregistrement comprend une unique série de mesure par paramètre. De préférence les séries de mesures sont synchronisées, c'est-à-dire que lorsqu'un paramètre est mesuré, tous les autres paramètres le sont également au même instant. La mesure d'un paramètre à un instant donné est appelée « point de mesure ». En d'autres termes, les points de mesure de tous les paramètres sont synchronisés. Ainsi, tous les paramètres, premiers et deuxièmes, sont mesurés à la même fréquence. Ceci permet de faciliter l'exploitation de l'enregistrement des mesures. Avantageusement, cette fréquence d'enregistrement des mesures des paramètres est comprise entre 0.25 Hz (hertz) et 5.00 Hz. Ceci permet de s'assurer qu'un nombre de points de mesure suffisants sera disponible pour exploiter ces mesures. Préférentiellement, la fréquence d'enregistrement des mesures des paramètres est comprise entre 1.00 Hz et 2.00 Hz
Préférentiellement, les mesures s'étendent sur toute la durée du vol de l'aéronef. Ceci permet d'avoir un ensemble de mesure aussi complet que possible.
Préférentiellement, la période prédéterminée est comprise entre 1 minute et 10 minutes. Encore préférentiellement, la période prédéterminée est comprise en 2 minutes et 6 minutes. Encore plus préférentiellement, la période prédéterminée est d'environ 3 minutes.
De telles durées de périodes stables permettent de réaliser une analyse de la santé de la turbomachine fiable. Notamment, une durée d'environ 3 minutes correspond à la durée maximum pour atteindre la stabilité thermique d'une turbomachine en vol en palier.
Avantageusement, le procédé comprend, avant l'étape de détection d'une période stable, une étape de traitement des mesures au cours de laquelle les valeurs aberrantes d'au moins les mesures du deuxième paramètre sont ignorées (i.e. ignorées pour la mise en œuvre de chacune des étapes suivantes du procédé) et/ou au moins les mesures du deuxième paramètre sont lissées.
Par exemple, on détermine qu'une valeur de mesure à un instant considéré est aberrante lorsqu'elle diffère de plus de 50% de la valeur mesurée à l'instant immédiatement avant et de la valeur mesurée à l'instant immédiatement après. Selon un autre exemple, on calcule l'écart d'un point de mesure par rapport à sa valeur lissée, et si cet écart est supérieur à trois fois l'écart type glissant, alors ce point est identifié comme aberrant.
Selon une variante, le procédé prend en compte la valeur moyenne de la valeur mesurée à l'instant immédiatement avant et de la valeur mesurée immédiatement après au lieu de la valeur aberrante ignorée. Par exemple, le lissage des mesures est effectué à l'aide d'un produit de convolution entre lesdites mesures et un filtre, par exemple un filtre passe bas pour calculer une moyenne mobile exponentielle. Ce type de traitement est connu par ailleurs par l'homme du métier.
Le lissage permet de gommer les variations trop brutales non maintenues dans le temps pendant une durée minimale de référence entre les points de mesure successifs au cours du temps.
Avantageusement, le traitement des mesures est appliqué sur toute la durée des mesures. Le traitement des mesures est, par exemple, opéré selon des méthodes connues en soit.
Avant l'étape de détection d'une période stable, on applique le traitement des mesures de préférence aux mesures de tous les paramètres utilisés pour déterminer si une période est stable ou non. Ceci permet de faciliter la détection d'une période stable. Les mesures des paramètres qui ne sont pas utilisées pour cette détection, mais utilisées pour l'analyse postérieure à l'étape de détection d'une période stable peuvent être également soumises au traitement des mesures en vue de préparer leur analyse ultérieure. Selon une variante, ces dernières mesures ne sont pas soumises au traitement des mesures et sont éventuellement traités directement en amont de l'étape d'analyse, ou bien lors de l'étape d'analyse elle-même.
Avantageusement, le procédé comprend, avant l'étape de détection d'une période stable ou, si une étape de traitement des mesure est réalisée, avant l'étape de traitement des mesures, une étape d'enregistrement au cours du temps pendant un vol normal dudit aéronef des mesures du premier paramètre et des mesures du deuxième paramètre.
On comprend qu'au cours de l'étape d'enregistrement des mesures, les paramètres sont mesurés au cours du temps et ces mesures sont enregistrées et stockées pour leur exploitation à l'étape suivante.
Ensuite on procède éventuellement à l'étape de traitement des mesures, puis à l'étape de détection d'une période stable.
Avantageusement, le procédé comprend, après l'étape de détection d'une période stable, lorsqu'une période stable a été détectée, une étape d'analyse des mesures des premier et deuxième paramètres enregistrées pendant ladite période stable, un ou plusieurs indicateurs représentatifs de l'état de fonctionnement de la turbomachine étant fournis par ladite analyse.
Si aucune période stable n'est détectée, les mesures ne peuvent pas être exploitées pour contrôler la santé de la turbomachine et le procédé est stoppé après l'étape de détection. Si une période stable est détectée, on procède à l'étape d'analyse de la santé de la turbomachine. Si plusieurs périodes stables sont détectées, alors le procédé peut exécuter autant de d'analyse de la santé de la turbomachine que de périodes stables détectées, procéder à l'analyse de la santé de la turbomachine sur la première période stable détectée, ou encore procéder à l'analyse de la santé de la turbomachine sur la période stable détectée la plus longue. Selon une variante, un indicateur de stabilité est avantageusement associé à chaque période stable, l'analyse n'étant réalisée que pour la période la plus stable, ou pour les périodes présentant un indicateur de stabilité prédéterminé, par exemple les périodes stables dont l'indicateur est supérieur ou égal à un indicateur prédéterminé. Par exemple, l'indicateur est un chiffre compris entre 0 (zéro) et 1 (un), 0 indiquant une période vérifiant au minimum les critères de stabilité, 1 indiquant une période particulièrement stable (aucun des paramètres pris en compte ne varie).
L'analyse est par exemple une analyse classique du contrôle de la santé d'une turbomachine d'aéronef. Par exemple, cette analyse calcule une valeur moyenne des mesures de chaque premier et deuxième paramètre pendant la période stable. Ensuite, ces valeurs moyennes sont comparées à un modèle numérique de la turbomachine. Au cours de cette comparaison, un ou plusieurs indicateurs de la santé de la turbomachine sont calculés. Par exemple, une marge sur le couple de l'arbre moteur de la turbomachine (par exemple arbre de la turbine libre dans une turbomachine) est calculée. Une telle marge en couple permet d'estimer si la turbomachine fournit suffisamment de puissance. Une marge sur la température des gaz à un endroit donné de la turbomachine peut également être calculée. Une telle marge en température permet d'estimer si la turbomachine fonctionne à une température adéquate ou si elle s'échauffe trop. Si ces marges sont conformes aux préconisations du constructeur de la turbomachine, alors on détermine que la turbomachine fonctionne correctement, c'est-à-dire qu'elle fournit suffisamment de puissant et que sa température de fonctionnement est correcte. Si une de ces marges n'est pas conforme auxdites préconisations, alors on détermine que la turbomachine ne fonctionne pas correctement et il est nécessaire d'intervenir en maintenance pour déterminer la cause de son disfonctionnement et la réparer.
Ainsi, à l'issue de l'étape d'analyse des mesures, un ou plusieurs indicateurs représentatifs de l'état de fonctionnement de la turbomachine indique(nt) si la turbomachine fonctionne correctement ou pas. Le procédé prend fin à cette étape. A l'issu du procédé de contrôle de la santé de la turbomachine, les techniciens de maintenance de la turbomachine tirent les conclusions adéquates à partir de ces indicateurs, et agissent en conséquence (par exemple autorisation de vol ou arrêt pour maintenance).
Selon une variante, à l'issue de cette étape d'analyse des mesures, il est possible de collecter le résultat de cette analyse pour faire une étude de suivi de tendance (également connue sous le terme anglais « trend monitoring »), c'est-à-dire un suivi de l'évolution de ses performances au fur et à mesure du vieillissement de la turbomachine et de ses utilisations successives. Par ailleurs, si aucune période stable n'est détectée au cours d'un ou plusieurs vols classiques successifs, ou si des périodes stables sont détectées avec une fréquence trop faible, on pourra alors imposer un vol spécifique classique ponctuel pour effectuer un contrôle de la santé de la turbomachine classique ponctuel, afin de s'assurer de la santé de la turbomachine, et ce tout en maintenant des coûts réduits.
Avantageusement, la turbomachine comprend un générateur de gaz, le deuxième paramètre comprenant au moins la vitesse de rotation de l'arbre de générateur de gaz et on vérifie que la vitesse de rotation de l'arbre de générateur de gaz est supérieure à une vitesse prédéterminée (ou première vitesse prédéterminée), par exemple 95% de la vitesse de rotation maximum au décollage, sur toute la période stable avant de procéder à l'étape d'analyse des mesures.
Ceci permet d'opérer un tri parmi les périodes stables à analyser et de ne retenir que des périodes particulièrement pertinentes pour effectuer un contrôle de la santé de la turbomachine. Notamment, lorsque la vitesse de rotation de l'arbre de générateur de gaz est supérieure à 95% de la vitesse de rotation maximum au décollage, la turbomachine est en condition proche des conditions d'urgence, condition dans laquelle il est particulièrement important de s'assurer de sa bonne santé.
Avantageusement, on vérifie que le premier paramètre et le deuxième paramètre sont respectivement compris dans des plages de valeurs de ces premier et deuxième paramètres pendant les tests de qualification de la turbomachine avant de procéder à l'étape d'analyse des mesures.
Le comportement de la turbomachine étant connu pendant les tests de qualification de la turbomachine, il est ainsi particulièrement intéressant de vérifier son comportement dans ces conditions. Ceci permet également d'analyser son vieillissement et d'adapter la maintenance en conséquence.
Avantageusement, l'étape d'enregistrement est effectuée en plein vol, au sein de l'aéronef, tandis que l'éventuelle étape de traitement des mesures, l'étape de détection d'une période stable et l'étape d'analyse des mesures sont réalisées au sol et préférentiellement après le vol.
Ceci permet d'éviter d'embarquer des systèmes dédiés coûteux et fastidieux à mettre à jour sur toute une flotte d'aéronefs et de limiter les sollicitations de l'ordinateur de bord pendant le vol. Ceci présente en outre l'avantage de pouvoir facilement centraliser toutes les mesures de tous les aéronefs et de faciliter les analyses à grande échelle.
Avantageusement, le ou les deuxièmes paramètres comprennent au moins un paramètre choisi parmi la température extérieure, l'altitude de vol, la vitesse de l'aéronef, la présence de matériel optionnel ayant un impact sur les performances de la turbomachine, le degré d'ouverture ou de fermeture d'une vanne de décharge de la turbomachine, le degré d'ouverture ou de fermeture d'une vanne de prélèvement d'air ou le débit d'air prélevé au sein de la turbomachine, la quantité d'énergie électrique prélevée au sein de la turbomachine.
Par exemple, un filtre à sable pour éviter l'ingestion de sable dans la turbomachine, disposé à l'entrée d'air de la turbomachine forme un matériel optionnel ayant un impact sur les performances de la turbomachine. De même, une tuyère à dilueur de jet pour diminuer la signature infrarouge de la turbomachine (et donc de l'aéronef) forme un matériel optionnel ayant un impact sur les performances de la turbomachine.
La vanne de décharge est une vanne destinée à éviter les phénomènes de pompage du compresseur de la turbomachine en drainant une certaine quantité d'air vers l'extérieur de la turbomachine. La vanne de prélèvement d'air est la vanne par laquelle on prélève de l'air destiné directement ou indirectement à l'habitacle de l'aéronef, par exemple pour le chauffage ou le désembuage. De même, l'air prélevé est l'air destiné à l'habitacle de l'aéronef. Le prélèvement d'énergie électrique au sein de la turbomachine est plus ou moins important en fonction des appareils électriques activés au sein de l'aéronef.
En plus de donner des indications sur le caractère stable du vol, ces deuxièmes paramètres permettent d'affiner le comportement attendu de la turbomachine et donc d'affiner l'analyse de la santé de ladite turbomachine.
Bien entendu cette liste de deuxièmes paramètres n'est pas limitative. Par exemple, cette liste peut comprendre en outre les paramètres de navigation de l'aéronef comme la direction et la force du vent, le roulis, le tangage, le cap ou le lacet, les coordonnées GPS (« Global Positioning System » ou « Système Global de Localisation ») de l'aéronef. Dans le cas particulier des hélicoptères, le caractère stationnaire du vol (vitesse nulle ou très faible et altitude constante) peut également être inclus dans la liste des deuxièmes paramètres.
Avantageusement, on détermine qu'une période est stable lorsque pendant toute la durée prédéterminée la vitesse de l'aéronef est comprise entre une vitesse minimale prédéterminée et une vitesse maximale prédéterminée et/ou l'altitude de vol est comprise entre une altitude minimum prédéterminée et une altitude maximum prédéterminée.
Par exemple, les vitesses/altitudes minimales et maximales prédéterminées correspondent aux vitesses/altitudes minimales et maximales qui ont servies pour les tests de qualification pour l'exploitation de la turbomachine. Le comportement de la turbomachine dans ces conditions est donc bien connu, et on peut plus facilement analyser sa santé dans ces conditions. De manière plus générale, on détermine avantageusement qu'une période est stable lorsque un ou plusieurs paramètre(s), premier ou deuxième, est compris dans une plage de valeurs correspondant aux plages de valeurs de ce(s) même(s) paramètre(s) utilisées pour les tests de qualification pour l'exploitation de la turbomachine.
Avantageusement, on détermine qu'une période est stable lorsque pendant toute la durée prédéterminée le roulis, le tangage et le cap de l'aéronef varient chacun de moins d'une amplitude prédéterminée, par exemple 5° (cinq degré d'angle).
De telles conditions de vols permettent d'assurer des conditions particulièrement stables.
Avantageusement, la turbomachine comprend un générateur de gaz et une turbine libre, le ou les premiers paramètres comprenant au moins un paramètre choisi parmi le couple de l'arbre de la turbine libre et la température des gaz entre le générateur de gaz et la turbine libre.
Dans une turbomachine, le générateur de gaz est la partie où s'effectue le cycle thermodynamique permettant la production de puissance ou de poussée résultant de l'éjection de gaz à grande vitesse. Par exemple, le générateur de gaz comprend un compresseur, une chambre de combustion et une turbine de détente liée mécaniquement en rotation au compresseur. La turbine libre est une turbine indépendante mécaniquement du générateur de gaz. En d'autres termes, le turbine libre est entraînée en rotation uniquement par les gaz issus du générateur de gaz, elle est couplée fluidiquement et non mécaniquement au générateur de gaz.
C'est notamment sur la base des mesures de ces premiers paramètres que l'analyse de la santé du moteur est effectuée. Bien entendu cette liste de premiers paramètres n'est pas limitative.
Avantageusement, la turbomachine comprend un générateur de gaz et une turbine libre, le ou les deuxièmes paramètres comprenant au moins un paramètre choisi parmi la vitesse de rotation de l'arbre de générateur de gaz et la vitesse de rotation de la turbine libre. Ces vitesses sont préférentiellement les vitesses mesurées directement sur les arbres plutôt que les vitesses consignes.
Le procédé selon l'invention est particulièrement bien adapté pour le contrôle de la santé d'un turbomoteur d'hélicoptère.
L'invention concerne également un système de contrôle de la santé d'une turbomachine d'aéronef, ledit système comprenant un dispositif de détection pour détecter une période parmi des mesures d'au moins un premier paramètre relatif à la turbomachine et d'au moins un deuxième paramètre relatif aux conditions de vol dudit aéronef, aux équipements de l'aéronef et/ou à la turbomachine enregistrées au cours du temps pendant un vol normal dudit aéronef, dite période stable, pendant laquelle au moins le deuxième paramètre est sensiblement stable pendant une durée prédéterminée, au moins les mesures du premier paramètre pendant ladite période stable étant destinées à être analysées afin de déterminer l'état de fonctionnement de la turbomachine.
Avantageusement, le dispositif de détection est configuré pour associer un indicateur de stabilité à chacune des périodes stables détectées.
Avantageusement, le système comprend un dispositif de traitement des mesures configuré pour ignorer les valeurs aberrantes (i.e. ignorer au sein de chaque dispositif du système) d'au moins les mesures du deuxième paramètre et/ou pour lisser au moins les mesures du deuxième paramètre.
Avantageusement, le système comprend des capteurs pour respectivement mesurer au cours du temps pendant un vol normal dudit aéronef le premier paramètre et le deuxième paramètre, un enregistreur pour enregistrer les mesures desdits capteurs au cours du temps pendant le vol de l'aéronef.
Avantageusement, le système comprend un dispositif d'analyse pour exécuter, lorsqu'une période stable a été détectée, une analyse des mesures des premier et deuxième paramètres enregistrées pendant ladite période stable, un ou plusieurs indicateurs représentatifs de l'état de fonctionnement de la turbomachine étant fournis par ladite analyse.
Avantageusement, la turbomachine comprend un générateur de gaz, le deuxième paramètre comprenant au moins la vitesse de rotation de l'arbre de générateur de gaz, le dispositif d'analyse étant configuré pour vérifier que la vitesse de rotation de l'arbre de générateur de gaz est supérieure à une vitesse prédéterminée (ou première vitesse prédéterminée), par exemple 95% de la vitesse de rotation maximum au décollage, sur toute la période stable avant de procéder à l'analyse des mesures. Avantageusement, le dispositif d'analyse est configuré pour vérifier que le premier paramètre et le deuxième paramètre sont respectivement compris dans des plages de valeurs de ces premier et deuxième paramètres pendant les tests de qualification de la turbomachine avant de procéder à l'analyse des mesures.
On comprend que le système selon l'invention permet de mettre en œuvre les différentes étapes du procédé selon l'invention. En particulier, le dispositif de détection met en œuvre l'étape de détection d'une période stable et l'éventuelle association d'un indicateur de stabilité, le dispositif de traitement des mesures met en œuvre l'étape de traitement des mesures, les capteurs et l'enregistreur mettent en œuvre l'étape d'enregistrement, et le dispositif d'analyse met en œuvre l'étape d'analyse. Ce dispositif comprend par exemple un ou plusieurs ordinateurs associés à un ou plusieurs programmes d'ordinateur.
Avantageusement, les capteurs et l'enregistreur sont embarqués au sein l'aéronef tandis que le dispositif de détection et le dispositif d'analyse ne sont pas embarqués au sein de l'aéronef.
Par exemple, un ordinateur de bord et un programme d'ordinateur forment l'enregistreur, les capteurs étant reliés audit ordinateur de bord, tandis qu'un ou plusieurs ordinateur au sol et un ou plusieurs programmes d'ordinateur forment le dispositif de détection et le dispositif d'analyse.
Avantageusement, le dispositif de traitement des mesures n'est également pas embarqué au sein de l'aéronef. Par exemple, un ou plusieurs ordinateur(s) au sol et un ou plusieurs programme(s) d'ordinateur forment le dispositif de traitement des mesures.
La transmission de l'enregistrement des mesures depuis l'enregistreur au dispositif de détection ou au dispositif de traitement des mesures est opéré à l'aide de moyens connus par l'homme du métier, comme par exemple une transmission par réseau, filaire ou non filaire, ou par support physique comme une carte mémoire.
L'invention concerne également un premier programme d'ordinateur comportant des instructions pour l'exécution de l'étape de détection d'une période stable du procédé selon l'invention lorsque ledit programme est exécuté par un ordinateur. L'invention concerne également un second programme d'ordinateur utilisant les données générées par le premier programme d'ordinateur, comportant les instructions pour l'exécution de l'étape d'analyse du procédé.
Ces programmes peuvent utiliser n'importe quel langage de programmation, et être sous la forme de code source, code objet, ou de code intermédiaire entre le code source et le code objet, tel que dans une forme partiellement compilée, ou dans n'importe quelle autre forme souhaitable.
L'invention concerne également un support d'enregistrement lisible par ordinateur sur lequel est enregistré le premier programme d'ordinateur et/ou le second programme.
On comprend que le premier programme et le second programme peuvent être deux programmes distincts ou former deux sous- programmes ou deux sous-parties d'un seul et même programme.
Le support d'enregistrement peut être n'importe quelle entité ou dispositif capable de stocker un programme. Par exemple, le support peut comporter un moyen de stockage, tel qu'une ROM, par exemple un CD-ROM ou une ROM de circuit microélectronique, ou encore un moyen d'enregistrement magnétique, par exemple une disquette (« floppy dise ») ou un disque dur.
Alternativement, le support d'enregistrement peut être un circuit intégré dans lequel le programme est incorporé, le circuit étant adapté pour exécuter ou pour être utilisé dans l'exécution du procédé en question.
BREVE DESCRIPTION DES DESSINS
L'invention et ses avantages seront mieux compris à la lecture de la description détaillée faite ci-après de différents modes de réalisation de l'invention donnés à titre d'exemples non limitatifs. Cette description fait référence aux pages de figures annexées, sur lesquelles :
- la figure 1 représente un système de contrôle de la santé d'un turbomoteur d'hélicoptère, et
- la figure 2 représente un organigramme décrivant les différentes étapes du procédé de contrôle de la santé mis en œuvre par le système de contrôle de la figure 1. DESCRIPTION DETAILLEE D'EXEMPLES DE REALISATION
La figure 1 représente un hélicoptère 10 et un centre de maintenance 50 dudit hélicoptère 10.
L'hélicoptère 10 comprend un turbomoteur 12, un ordinateur de bord 14 et des capteurs 16a à 161 tandis que le centre de maintenance 50 comprend un ordinateur de contrôle 54. Les capteurs 16a à 161 et les ordinateurs 14 et 54 forment un système de contrôle 100 de la santé du turbomoteur 12.
Le turbomoteur 12 présente un générateur de gaz 12a, une turbine libre 12b, une vanne de décharge 12c et un générateur d'énergie électrique 12e pour fournir de l'énergie électrique à des équipements de l'hélicoptère autres que le turbomoteur 12 lui-même. Les flèches en trait discontinu indiquent le sens de l'écoulement des gaz au sein du turbomoteur 12. Par ailleurs, une vanne de prélèvement d'air 12d permet de réguler le débit de prélèvement d'air depuis le turbomoteur 12 vers d'autres équipements de l'hélicoptère 10.
Le capteur 16a mesure la vitesse de rotation de l'arbre du générateur de gaz 12a. Le capteur 16b mesure la vitesse de rotation de l'arbre de la turbine libre 12b. Le capteur 16c mesure le degré d'ouverture de la vanne de décharge 12. Le capteur 16d mesure le degré d'ouverture de la vanne de prélèvement d'air 12d. Le capteur 16e mesure la quantité d'énergie électrique prélevée au sein de la turbomachine 12 via le générateur électrique 12e. Le capteur 16f mesure le couple de l'arbre de la turbine libre 12b. Le capteur 16g mesure la température des gaz entre le générateur de gaz 12a et la turbine libre 12b.
Les capteurs 16f et 16g sont des capteurs de premiers paramètres relatifs au turbomoteur 12.
Le capteur 16h mesure la température extérieure, c'est-à-dire la température environnante de l'hélicoptère. Le capteur 16i mesure l'altitude de vol de l'hélicoptère. Le capteur 16j mesure la vitesse de l'hélicoptère par rapport à l'air environnant. Cette vitesse est également connue par l'homme du métier sous le nom de « vitesse indiquée » ou « indicated air speed ». Le capteur 16k détecte la présence de matériel optionnel comme par exemple un filtre à sable. Le capteur 161 est un capteur mesurant le roulis, le tangage et le cap de l'hélicoptère 10. Bien entendu, ce capteur comprend un seul capteur pour mesure chacun de ces trois paramètres, ou bien deux ou trois capteurs distincts. Les capteurs 16a à 16e et 16h à 161 sont des capteurs de deuxièmes paramètres relatifs au turbomoteur 12, aux conditions de vol et aux équipements de l'hélicoptère 10.
Chaque ordinateur 14 et 54 comprend notamment un processeur, une mémoire vive, une mémoire morte et une mémoire flash non volatile (non représentés). La mémoire morte de chacun des ordinateurs 14 et 54 forme un support d'enregistrement, lisible par le processeur et sur lequel est enregistré un ou plusieurs programme(s) d'ordinateur (par le suite « programme ») comportant des instructions pour l'exécution des étapes du procédé de contrôle de la santé du turbomoteur 12 de l'hélicoptère 10 décrites ultérieurement en référence à la figure 2.
Dans cet exemple, un programme PI est implémenté dans l'ordinateur de bord 14 et permet de mettre en œuvre l'étape El (cf. fig.2) d'enregistrement des mesures du procédé de contrôle de la santé du turbomoteur 12 de l'hélicoptère 10. Un programme P2 est implémenté dans l'ordinateur de contrôle 54 et permet de mettre en œuvre l'étape E2 (cf. fig.2) de traitement des mesures. Un programme P3 est implémenté dans l'ordinateur de contrôle 54 et permet de mettre en œuvre l'étape E3 (cf. fig.2) de détection d'une période stable. Un programme P4 est implémenté dans l'ordinateur de contrôle 54 et permet de mettre en œuvre l'étape E4 (cf. fig.2) d'analyse des mesures pendant la période stable. Le programme P2 est un programme utilisant les données générées par le programme Pl. Le programme P3 est un programme utilisant les données générées par le programme P2. Le programme P4 est un programme utilisant les données générées par le programme P3.
Selon une variante, les programmes P2 et P3 ; P3 et P4 ; ou encore P2 et P3 et P4 peuvent être réunis en un seul et même programme.
Selon une autre variante, le programme P2 peut être implémenté dans l'ordinateur de bord 14, en plus du programme Pl. Selon encore une autre variante, le programme P2 et le programme P3 peuvent être implémentés dans l'ordinateur de bord 14, en plus du programme Pl. Selon encore une autre variante, les programme P2, P3 et P4 sont implémentés dans l'ordinateur de bord 14, en plus du programme Pl. Dans cette dernière variante, le procédé est mis en œuvre uniquement par l'ordinateur de bord 14, pendant ou après le vol de l'hélicoptère (pour les étapes E2, E3 et E4), et l'ordinateur de contrôle 54 n'est pas utilisé pour le contrôle de la santé du turbomoteur 12. Ainsi, dans cette dernière variante, les programmes PI et P2 ; P3 et P4 ; PI et P2 et P3 ; P2 et P3 et P4 ; ou encore PI et P2 et P3 et P4 peuvent être réunis au sein d'un seul et même programme.
De manière générale, si le procédé est utilisé pour optimiser les vols de l'aéronef, les programmes P2 à P4 sont avantageusement implémentés au sein de l'ordinateur de bord 14. Inversement, si le procédé est utilisé pour optimiser la maintenance, les programmes P2 à P4 sont avantageusement implémentés au sein de l'ordinateur de contrôle 54.
Dans le mode de réalisation représenté sur la figure 1, l'ordinateur de bord 14 forme un enregistreur pour enregistrer les mesures des capteurs 16a à 161 tandis que l'ordinateur de contrôle 54 forme un dispositif de détection, un dispositif de traitement de mesures et un dispositif d'analyse.
Le procédé de contrôle de la santé du turbomoteur 12 est décrit en référence à la figure 2. Le procédé commence (cf. « début ») lors de la mise en route de la turbomachine 12. Bien entendu, selon une variante, le procédé peut commencer plus tard, par exemple lorsque l'hélicoptère décolle.
Lorsque le procédé commence, l'étape El d'enregistrement des mesures commence. L'enregistrement des mesures à l'aide de l'ordinateur de bord 14 et des capteurs 16a à 161 commence ainsi dès la mise en route de la turbomachine 12, et s'achève lorsque la turbomachine 12 est arrêtée par le pilote. Bien entendu selon une variante, l'enregistrement peut être stoppé avant l'arrêt volontaire de la turbomachine 12, par exemple lorsque l'hélicoptère 10 atterrit.
Ainsi, dans l'exemple présent, les mesures sont enregistrées pendant toute la durée du vol de l'hélicoptère 10, ce vol étant un vol normal, c'est-à-dire un vol commercial ou de mission classique pour ce type d'appareil, du démarrage de la turbomachine 12 jusqu'à son arrêt par le pilote. Dans cet exemple, les mesures comprennent autant de séries de mesures au cours du temps pendant le vol que de capteurs, à savoir une série de mesures par paramètre. L'enregistrement des mesures comprend donc quatorze séries de mesures au cours du temps, mesurées par les douze capteurs 16a à 161, le capteur 161 mesurant trois paramètres à savoir le cap, le roulis et le tangage de l'hélicoptère. Ainsi, les paramètres suivants sont mesurés pendant le vol de l'hélicoptère 10 : la vitesse de rotation de l'arbre de générateur de gaz 12a, la vitesse de rotation de la turbine libre 12b, la température des gaz entre le générateur des gaz 12a et la turbine libre 12b, le couple de l'arbre de la turbine libre 12b, le degré d'ouverture de la vanne de décharge 12c, le degré d'ouverture de la vanne de prélèvement d'air 12d, la quantité d'énergie électrique prélevée au sein du turbomoteur via le générateur 12e, la température extérieure, l'altitude de vol, la vitesse de l'hélicoptère 10, et la présence de matériel optionnel ayant un impact sur les performances du turbomoteur 12.
Les mesures sont réalisées à une fréquence de 2 Hz (hertz) et sont synchronisées. Ainsi, toutes les 0.5 seconde l'ensemble des paramètres est mesuré, tous les paramètres au même instant, et les mesures enregistrées.
A la fin de l'étape El, lorsque l'enregistrement des mesures est achevé, les mesures enregistrées (ou l'enregistrement des mesures) sont transmises depuis l'ordinateur de bord 14 vers l'ordinateur de contrôle 54. Cette étape de transmission des mesures peut être automatique par exemple lorsque la turbomachine 12 est arrêtée, par exemple via un réseau sans fil, ou bien nécessiter une intervention spécifique, par exemple le transfert physique d'une carte mémoire de l'ordinateur de bord 14 vers l'ordinateur de contrôle 54. Cette étape de transfert des mesures n'est pas illustrée sur la figure 2. On notera que cette étape n'est pas nécessaire dans la variante où l'ensemble du procédé est mis en œuvre par l'ordinateur de bord 14.
Ensuite l'étape de traitement des mesures E2 est exécutée. Dans cet exemple, les séries de mesures de tous les paramètres sont traités. Ainsi, les valeurs aberrantes sont ignorées dans l'ensemble des séries de mesures de chacun des paramètres mesurés, et chacune de ces séries est lissée. On notera que selon une variante cette étape E2 n'est pas exécutée, et que le programme P2 associé n'est pas implémenté dans l'ordinateur de contrôle 54.
Ensuite, on procède à l'étape E3 de détection d'une période stable. Dans cet exemple, on considère qu'une période est stable lorsque, pendant une durée prédéterminée de 3 minutes, la dérivée de chacun des paramètres est nulle, ou considérée comme nulle, et si :
- la vitesse de rotation de l'arbre de générateur de gaz 12a est supérieure à une vitesse prédéterminée (ou deuxième vitesse prédéterminée), dans cet exemple égale à 89% de la vitesse de rotation maximum au décollage,
- l'altitude de vol est comprise entre une altitude minimum prédéterminée et une altitude maximum prédéterminée, dans cet exemple respectivement égales à 2000 pieds (environ 610 mètres) et 4000 pieds (environ 1220 mètres),
- la vitesse de l'hélicoptère est comprise entre une vitesse minimum prédéterminée et une vitesse maximum prédéterminée, dans cet exemple respectivement égales à 130 nœuds (environ 241km/h) et 150 nœuds (environ 278km/h).
Bien entendu, selon des variantes, un unique critère ou un nombre réduit de critère parmi les critères mentionnés ci-avant peuvent être retenus pour déterminer si une période est stable. Par exemple, selon une variante, la vitesse de rotation de l'arbre de générateur de gaz n'est pas prise en considération pour déterminer la stabilité d'une période, ou un autre critère est utilisé, comme par exemple une variation de 5% de la vitesse de rotation de l'arbre de générateur de gaz. Ceci permet par la suite, si plusieurs périodes stables sont identifiées, de sélectionner les périodes stables en fonction de la vitesse de rotation de l'arbre de générateur de gaz désirée.
On notera que le critère d'une vitesse de rotation de l'arbre de générateur de gaz 12a supérieure à 89% de la vitesse de rotation maximum au décollage permet de détecter une période stable dans la majorité des cas de figures d'utilisation de la turbomachine. On peut bien entendu par la suite opérer une sélection parmi les périodes stables détectées, par exemple en sélectionnant les périodes stables dans lesquelles la vitesse de rotation de l'arbre de générateur de gaz 12a est supérieure à 95% de la vitesse de rotation maximum au décollage. Bien entendu, selon une variante, on peut utiliser le critère « vitesse de rotation de l'arbre de générateur de gaz 12a est supérieure à 95% de la vitesse de rotation maximum au décollage » comme critère de stabilité (cf. deuxième vitesse prédéterminée). Avantageusement, l'étape de détection de période stable E3 ne s'arrête pas à la première période stable détectée au cours de l'enregistrement, mais à la fin de l'enregistrement des mesures. Ainsi, on peut détecter plusieurs périodes stables au cours d'un même enregistrement des mesures. Un indicateur de stabilité est associé à chacune des périodes stables détectées.
Lorsqu'une période stable a été recherchée sur toute la durée de l'enregistrement des mesures, l'étape E3 est finie. Si aucune période stable n'a été détectée (« non » après l'étape E3), le procédé de contrôle de la santé du turbomoteur 12 prend fin (« fin » sur la figure 2). Si une ou plusieurs périodes stables a/ont été détectée(s), l'enregistrement des mesures pendant la période stable présentant l'indicateur de stabilité le plus élevé est analysé au cours de l'étape E4. Bien entendu, selon une variante, plusieurs périodes stables peuvent être analysées, par exemple les périodes présentant un indicateur de stabilité supérieur à un indicateur prédéterminé.
Dans cet exemple, au cours de l'étape E4 d'analyse des mesures pendant une période stable, les mesures de l'ensemble des paramètres mesurés à l'étape El sont analysées. Si la période stable est plus longue que la durée prédéterminée (dans cet exemple 3 minutes), l'analyse des mesures peut être effectuée sur seulement la durée prédéterminée, ou bien sur toute la durée effective de la période stable.
Dans cet exemple, l'analyse des mesures est une analyse classique connue de l'homme du métier.
A la fin de l'analyse des mesures pendant la période stable, un ou plusieurs indicateurs de la santé du turbomoteur 12, par exemple une marge en couple de l'arbre de la turbine libre 12b et une marge en température entre le générateur de gaz 12a et la turbine libre 12b sont éditées.
Lorsque la période stable a été analysée, le procédé de contrôle de la santé du turbomoteur 12 prend fin (cf. « fin » sur la figure 2).
Bien que la présente invention ait été décrite en se référant à des exemples de réalisation spécifiques, il est évident que des modifications et des changements peuvent être effectués sur ces exemples sans sortir de la portée générale de l'invention telle que définie par les revendications. En particulier, des caractéristiques individuelles des différents modes de réalisation illustrés/mentionnés peuvent être combinées dans des modes de réalisation additionnels. Par conséquent, la description et les dessins doivent être considérés dans un sens illustratif plutôt que restrictif.
En particulier, bien que le procédé et le système de contrôle de la santé décrit dans la description détaillée sont appliqués à un turbomoteur d'hélicoptère, l'invention est applicable à toute turbomachine de tout aéronef, notamment à un turboréacteur d'avion.
Par ailleurs, si l'aéronef comprend plusieurs turbomachines, le procédé peut être appliqué à une seule de ces turbomachines, ou bien à plusieurs ou toutes les turbomachines de cet aéronef. Avantageusement, on déterminera qu'une période est stable lorsque, sur une durée prédéterminée, les critères de stabilité sont remplis par chacune des turbomachines (i.e. au moins un même deuxième paramètre pour chacune des turbomachines vérifie les critères de stabilité).
De plus, les critères de stabilité décrits dans la description détaillée sont des exemples non limitatifs. Bien entendu, tout autre critère peut être appliqué. De même, il est possible de ne retenir qu'un nombre limité de paramètres vérifiant les critères de stabilité. Notamment, le prélèvement d'énergie électrique est facultatif.
Selon une variante, l'étape d'enregistrement des mesures n'est pas comprise dans le procédé de contrôle de la santé d'une turbomachine d'aéronef. Dans ce cas, le procédé comprend une étape où on fournit un enregistrement de mesures de premier(s) et deuxième(s) paramètres. Bien entendu, dans ce cas, le système de contrôle de la santé d'une turbomachine d'aéronef ne comprend pas de capteur ni d'enregistreur.

Claims

REVENDICATIONS
Procédé de contrôle de la santé d'une turbomachine (12) d'aéronef (10), ledit procédé étant caractérisé en ce qu'il comprend une étape (E3) de détection d'une période parmi des mesures d'au moins un premier paramètre relatif à la turbomachine (12) et d'au moins un deuxième paramètre relatif aux conditions de vol dudit aéronef (10), aux équipements de l'aéronef (10) et/ou à la turbomachine (12) enregistrées au cours du temps pendant un vol normal dudit aéronef (10), dite période stable, pendant laquelle au moins le deuxième paramètre est sensiblement stable pendant une durée prédéterminée, au moins les mesures du premier paramètre pendant ladite période stable étant destinées à être analysées afin de déterminer l'état de fonctionnement de la turbomachine.
Procédé selon la revendication 1, dans lequel un indicateur de stabilité est associé à chacune des périodes stables détectées. Procédé selon la revendication 1 ou 2, comprenant, avant l'étape de détection d'une période stable (E3), une étape (E2) de traitement des mesures au cours de laquelle les valeurs aberrantes d'au moins les mesures du deuxième paramètre sont ignorées et/ou au moins les mesures du deuxième paramètre sont lissées.
Procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 3, comprenant, avant l'étape de détection d'une période stable (E3) et avant l'éventuelle étape de traitement des mesures (E2), une étape (El) d'enregistrement au cours du temps pendant un vol normal dudit aéronef (10) des mesures du premier paramètre et des mesures du deuxième paramètre.
Procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 4, comprenant, après l'étape de détection d'une période stable (E3), lorsqu'une période stable a été détectée, une étape (E4) d'analyse des mesures des premier et deuxième paramètres enregistrées pendant ladite période stable, un ou plusieurs indicateurs représentatifs de l'état de fonctionnement de la turbomachine (12) étant fournis par ladite analyse.
6. Procédé selon la revendication 5, dans lequel la turbomachine (12) comprend un générateur de gaz (12a), le deuxième paramètre comprenant au moins la vitesse de rotation de l'arbre de générateur de gaz (12a), dans lequel on vérifie que la vitesse de rotation de l'arbre de générateur de gaz est supérieure à une vitesse prédéterminée, par exemple 95% de la vitesse de rotation maximum au décollage, sur toute la période stable avant de procéder à l'étape (E4) d'analyse des mesures.
7. Procédé selon la revendication 5 ou 6, dans lequel on vérifie que le premier paramètre et le deuxième paramètre sont respectivement compris dans des plages de valeurs de ces premier et deuxième paramètres pendant les tests de qualification de la turbomachine avant de procéder à l'étape (E4) d'analyse des mesures.
8. Procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 7, dans lequel le ou les deuxièmes paramètres comprennent au moins un paramètre choisi parmi la température extérieure, l'altitude de vol, la vitesse de l'aéronef, le roulis de l'aéronef, le tangage de l'aéronef, le cap de l'aéronef, la présence de matériel optionnel ayant un impact sur les performances de la turbomachine (12), le degré d'ouverture ou de fermeture d'une vanne de décharge (12c) de la turbomachine (12), le degré d'ouverture ou de fermeture d'une vanne de prélèvement d'air (12d) ou le débit d'air prélevé au sein de la turbomachine (12), la quantité d'énergie électrique prélevée au sein de la turbomachine (12).
9. Procédé selon la revendication 8, dans lequel on détermine qu'une période est stable lorsque pendant toute la durée prédéterminée la vitesse de l'aéronef est comprise entre une vitesse minimale prédéterminée et une vitesse maximale prédéterminée et/ou l'altitude de vol est comprise entre une altitude minimum prédéterminée et une altitude maximum prédéterminée.
10. Procédé selon la revendication 8 ou 9, dans lequel on détermine qu'une période est stable lorsque pendant toute la durée prédéterminée le roulis, le tangage et le cap de l'aéronef varient chacun de moins d'une amplitude prédéterminée, par exemple 5°.
11. Procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 10, dans lequel la turbomachine (12) comprend un générateur de gaz (12a) et une turbine libre (12b), le ou les premiers paramètres comprenant au moins un paramètre choisi parmi le couple de l'arbre de la turbine libre (12b) et la température des gaz entre le générateur de gaz (12a) et la turbine libre (12b).
12. Procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 11, dans lequel la turbomachine (12) comprend un générateur de gaz (12a) et une turbine libre (12b), le ou les deuxièmes paramètres comprenant au moins un paramètre choisi parmi la vitesse de rotation de l'arbre de générateur de gaz (12a) et la vitesse de rotation de la turbine libre (12b).
13. Système (100) de contrôle de la santé d'une turbomachine (12) d'aéronef (10), ledit système étant caractérisé en ce qu'il comprend un dispositif de détection (54) pour détecter une période parmi des mesures d'au moins un premier paramètre relatif à la turbomachine (12) et d'au moins un deuxième paramètre relatif aux conditions de vol dudit aéronef (10), aux équipements de l'aéronef (10) et/ou à la turbomachine (12) enregistrées au cours du temps pendant un vol normal dudit aéronef (10), dite période stable, pendant laquelle au moins le deuxième paramètre est sensiblement stable pendant une durée prédéterminée, au moins les mesures du premier paramètre pendant ladite période stable étant destinées à être analysées afin de déterminer l'état de fonctionnement de la turbomachine.
14. Système (100) selon la revendication 13, dans lequel le dispositif de détection (54) est configuré pour associer un indicateur de stabilité à chacune des périodes stables détectées.
15. Système (100) selon la revendication 13 ou 14 comprenant un dispositif de traitement des mesures (54) configuré pour ignorer les valeurs aberrantes d'au moins les mesures du deuxième paramètre et/ou pour lisser au moins les mesures du deuxième paramètre.
16. Système (100) selon l'une quelconque des revendications 13 à 15, comprenant des capteurs (16a-16l) pour respectivement mesurer au cours du temps pendant un vol normal dudit aéronef (10) le premier paramètre et le deuxième paramètre, un enregistreur (14) pour enregistrer les mesures desdits capteurs (16a-16l) au cours du temps pendant le vol de l'aéronef (10), et un dispositif d'analyse (54) pour exécuter, lorsqu'une période stable a été détectée, une analyse des mesures des premier et deuxième paramètres enregistrées pendant ladite période stable, un ou plusieurs indicateurs représentatifs de l'état de fonctionnement de la turbomachine (12) étant fournis par ladite analyse.
17. Système (100) selon la revendication 16, dans lequel le dispositif d'analyse (54) est configuré pour vérifier que la vitesse de rotation de l'arbre de générateur de gaz est supérieure à une vitesse prédéterminée, par exemple 95% de la vitesse de rotation maximum au décollage, sur toute la période stable avant de procéder à l'analyse des mesures.
18. Système selon la revendication 16 ou 17, dans lequel le dispositif d'analyse (54) est configuré pour vérifier que le premier paramètre et le deuxième paramètre sont respectivement compris dans des plages de valeurs de ces premier et deuxième paramètres pendant les tests de qualification de la turbomachine avant de procéder à l'analyse des mesures.
19. Système (100) selon l'une quelconque des revendications 16 à 18 dans lequel les capteurs (16a-16l) et l'enregistreur (14) sont embarqués au sein l'aéronef (10) tandis que le dispositif de détection (54) et le dispositif d'analyse (54) ne sont pas embarqués au sein de l'aéronef (10).
20. Programme d'ordinateur comportant des instructions pour l'exécution de l'étape de détection d'une période stable (E3) du procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 12 lorsque ledit programme est exécuté par un ordinateur (54).
21. Programme d'ordinateur utilisant les données générées par le programme d'ordinateur selon la revendication 20, comportant les instructions pour l'exécution de l'étape d'analyse (E4) du procédé selon la revendication 5 et l'une quelconque des revendications 1 à 12. Support d'enregistrement lisible par ordinateur sur lequel est enregistré le programme d'ordinateur selon la revendication 20 et/ou le programme d'ordinateur selon la revendication 21.
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