FR2960319A1

FR2960319A1 - Method for increasing reliability of vibration information provided by sensors on vibrations subjected by aircraft, involves determining or not-determining failure event in processing chain associated to vibration sensor

Info

Publication number: FR2960319A1
Application number: FR1053882A
Authority: FR
Inventors: Philippe Chareyre
Original assignee: Airbus Operations SAS
Current assignee: Airbus Operations SAS
Priority date: 2010-05-19
Filing date: 2010-05-19
Publication date: 2011-11-25
Anticipated expiration: 2030-05-19
Also published as: FR2960319B1

Abstract

The method involves obtaining vibration information from vibration sensors implanted in a zone e.g. engine, of an aircraft, and comparing (S5) respective vibration information issued from the vibration sensors. A failure event is determined or not-determined (S7) in a processing chain associated to one of the vibration sensors based on the result of comparison, where the processing chain is displaced from the sensors to a display system of a cab interior. An independent claim is also included for a system increasing reliability of vibration information provided by sensors.

Description

La présente invention concerne un procédé permettant d'augmenter la fiabilité des informations de vibrations fournies par des capteurs sur les vibrations subies par un aéronef en vol. Il est connu de disposer à bord des aéronefs des capteurs de vibrations tels que des accéléromètres. The present invention relates to a method for increasing the reliability of the vibration information provided by sensors on the vibrations experienced by an aircraft in flight. It is known to have on board aircraft vibration sensors such as accelerometers.

Un tel capteur est par exemple implanté au niveau d'un moteur de l'aéronef et les informations de vibrations qu'il fournit sont affichées sur un écran du cockpit par exemple sous la forme d'une valeur d'un niveau de vibrations. Cet affichage est particulièrement utile au pilote lorsque le moteur vibre anormalement. Toutefois, si le niveau de vibrations affiché à l'écran est plus élevé que la normale le pilote ne peut pas toujours confirmer s'il s'agit d'un niveau réel de vibrations du moteur. En raison de l'environnement vibratoire dans lequel se trouve le pilote (bruit ambiant, turbulences aérodynamiques, mouvements de l'avion...), ce dernier peut confirmer ressentir une vibration anormale alors que le niveau de vibrations réel du moteur est normal. La sensation du pilote peut ainsi être altérée par l'information affichée. Such a sensor is for example implanted at a motor of the aircraft and the vibration information it provides are displayed on a cockpit screen for example in the form of a value of a vibration level. This display is particularly useful for the pilot when the engine vibrates abnormally. However, if the level of vibration displayed on the screen is higher than normal, the pilot can not always confirm if it is a real level of engine vibration. Due to the vibratory environment in which the pilot is located (ambient noise, aerodynamic turbulence, airplane movements, etc.), the latter can confirm that he feels an abnormal vibration while the actual vibration level of the engine is normal. The sensation of the pilot can thus be altered by the information displayed.

Dans un tel cas, le pilote indiquera alors aux équipes de maintenance que le moteur vibre anormalement et celles-ci procèderont à des investigations longues et coûteuses en suivant ces indications. Toutefois, dans une telle situation le niveau de vibrations plus élevé que la normale qui est affiché à l'écran peut par exemple provenir du capteur lui-même. Les équipes de maintenance perdront alors un temps considérable avant d'identifier la source réelle de l'erreur. In such a case, the pilot will then indicate to the maintenance crews that the engine vibrates abnormally and they will carry out lengthy and costly investigations following these indications. However, in such a situation the higher than normal level of vibration that is displayed on the screen can for example come from the sensor itself. Maintenance teams will then lose considerable time before identifying the actual source of the error.

La Demanderesse s'est aperçue que, de façon générale, il pourrait être utile d'augmenter la fiabilité des informations de vibrations fournies par des capteurs de vibrations implantés dans une ou plusieurs zones d'un aéronef. A cet égard, l'invention propose un procédé pour augmenter la fiabilité d'informations de vibrations fournies par des capteurs sur les vibrations subies par un aéronef, caractérisé en ce que le procédé comprend : - l'obtention d'informations de vibrations à partir d'au moins deux capteurs de vibrations implantés dans au moins une zone d'un aéronef qui est susceptible de vibrer durant le vol de l'aéronef, - la comparaison entre les informations de vibrations respectives issues desdits au moins deux capteurs de vibrations, - en fonction du résultat de la comparaison , la détermination ou non d'une éventuelle défaillance dans la chaîne de traitement associée à l'un desdits au moins deux capteurs de vibrations, la chaîne de traitement allant du capteur à un système d'affichage du cockpit. Ainsi, les informations fournies par les différents capteurs de vibrations sont comparées entre elles, ce qui permet soit de déterminer une éventuelle défaillance associée à la chaîne de traitement d'un des capteurs soit d'augmenter la certitude que les vibrations détectées sont bien réelles. The Applicant has found that, in general, it may be useful to increase the reliability of the vibration information provided by vibration sensors located in one or more areas of an aircraft. In this regard, the invention proposes a method for increasing the reliability of vibration information provided by sensors on the vibrations experienced by an aircraft, characterized in that the method comprises: obtaining vibration information from at least two vibration sensors implanted in at least one zone of an aircraft that is capable of vibrating during the flight of the aircraft, the comparison between the respective vibration information from said at least two vibration sensors, according to the result of the comparison, the determination or not of a possible failure in the processing chain associated with one of the said at least two vibration sensors, the processing chain going from the sensor to a cockpit display system . Thus, the information provided by the different vibration sensors are compared with each other, which makes it possible either to determine a possible failure associated with the processing chain of one of the sensors or to increase the certainty that the vibrations detected are real.

Le procédé selon l'invention peut être appliqué aux aéronefs existants comportant des capteurs déjà implantés sans avoir à remettre en cause l'implantation de tels capteurs. Les capteurs peuvent être implantés dans une seule zone qui est par exemple un moteur de l'aéronef ou dans deux zones distinctes. Dans ce dernier cas, l'une des zones est par exemple un moteur et l'autre est une zone différente du moteur ou bien les deux zones sont deux moteurs et par exemple deux moteurs symétriques l'un par rapport à l'autre. On notera que les informations de vibrations obtenues peuvent être affichées sur un des systèmes d'affichage du cockpit. The method according to the invention can be applied to existing aircraft comprising sensors already implanted without having to question the implementation of such sensors. The sensors may be located in a single zone which is for example an engine of the aircraft or in two distinct zones. In the latter case, one of the areas is for example a motor and the other is a different area of the engine or the two areas are two motors and for example two symmetrical motors relative to each other. It will be noted that the vibration information obtained can be displayed on one of the display systems of the cockpit.

Selon une caractéristique, le procédé comprend la détermination d'une défaillance dans la chaîne de traitement associée à l'un desdits au moins deux capteurs de vibrations lorsque les valeurs représentatives des informations de vibrations respectives issues desdits au moins deux capteurs de vibrations présentent entre elles un écart supérieur à un seuil prédéterminé. Cette comparaison entre les valeurs des informations de vibrations issues des capteurs pris deux à deux, permet de déterminer si une défaillance est intervenue dans la chaîne de traitement associée à l'un de ces capteurs en fonction de l'écart entre les valeurs comparées par rapport à un seuil prédéterminé. Si l'écart entre les valeurs est supérieur à ce seuil on peut en déduire que l'une des informations de vibration obtenues par l'un des capteurs est erronée. Selon une caractéristique, le procédé comprend : - l'obtention d'informations de vibrations à partir de plus de deux capteurs de vibrations implantés dans au moins une zone de l'aéronef, - la comparaison entre les informations de vibrations respectives issues desdits capteurs de vibrations pris deux par deux afin d'augmenter la fiabilité de la détermination d'une défaillance ou de la réalité des vibrations. L'utilisation de plus de deux capteurs de vibrations dans des zones différentes ou non de l'aéronef permet de déterminer la chaîne de traitement qui est affectée par une défaillance en comparant les résultats obtenus par les différents capteurs pris deux à deux. Selon une caractéristique, lesdits au moins deux capteurs de vibrations sont implantés dans une même zone de l'aéronef. Selon une caractéristique, lesdits au moins deux capteurs de vibrations sont implantés localement au même endroit de la zone et mesurent les vibrations suivant le même axe. Selon une caractéristique, les capteurs sont implantés le plus près possible l'un de l'autre, par exemple sur une même platine fixée sur un moteur et par exemple au plus près du centre de gravité de ce dernier. Les informations de vibrations fournies par ces capteurs sont corrélées afin de déterminer si l'écart entre les valeurs fournies est normal ou trop élevé. According to one characteristic, the method comprises determining a failure in the processing chain associated with one of said at least two vibration sensors when the representative values of the respective vibration information from said at least two vibration sensors are between them a difference greater than a predetermined threshold. This comparison between the values of the vibration information from the two-by-two sensors makes it possible to determine whether a failure has occurred in the processing chain associated with one of these sensors as a function of the difference between the values compared with at a predetermined threshold. If the difference between the values is greater than this threshold, it can be deduced that one of the vibration information obtained by one of the sensors is erroneous. According to one characteristic, the method comprises: obtaining vibration information from more than two vibration sensors implanted in at least one zone of the aircraft; comparing the respective vibration information from said sensors of vibrations taken in pairs to increase the reliability of the determination of a failure or the reality of vibration. The use of more than two vibration sensors in different or different zones of the aircraft makes it possible to determine the processing chain that is affected by a failure by comparing the results obtained by the different sensors taken two by two. According to one characteristic, said at least two vibration sensors are located in the same area of the aircraft. According to one characteristic, said at least two vibration sensors are located locally at the same location of the zone and measure the vibrations along the same axis. According to one characteristic, the sensors are located as close as possible to one another, for example on the same plate fixed to a motor and for example closer to the center of gravity of the latter. The vibration information provided by these sensors is correlated to determine if the difference between the supplied values is normal or too high.

Selon une caractéristique, lesdits au moins deux capteurs de vibrations sont implantés dans des zones différentes de l'aéronef. A titre d'exemple, les capteurs sont implantés sur des moteurs différents de l'aéronef et par exemple sur deux moteurs symétriques l'un de l'autre. La comparaison entre les valeurs fournies par des capteurs implantés sur des moteurs symétriques est particulièrement utile pour déterminer la cohérence des valeurs fournies et une éventuelle défaillance d'une des chaînes de traitement associées aux capteurs. According to one characteristic, said at least two vibration sensors are located in different areas of the aircraft. For example, the sensors are located on different engines of the aircraft and for example on two motors symmetrical to each other. The comparison between the values provided by sensors located on symmetrical motors is particularly useful for determining the coherence of the values provided and a possible failure of one of the processing chains associated with the sensors.

Selon une caractéristique, lesdits au moins deux capteurs de vibrations sont éloignés les uns des autres et/ou mesurent les vibrations suivant des axes différents. Cet agencement est envisageable que les capteurs soient implantés dans une même zone de l'aéronef ou dans des zones différentes. According to one characteristic, said at least two vibration sensors are distant from each other and / or measure the vibrations along different axes. This arrangement is conceivable that the sensors are located in the same area of the aircraft or in different areas.

Selon une caractéristique, lesdits au moins deux capteurs de vibrations sont de types différents. Selon une caractéristique, le procédé comprend l'application d'une fonction de transfert corrigeant les informations de vibrations fournies par les capteurs. Dans le cas où les capteurs sont identiques et implantés localement au même endroit d'une même zone de l'aéronef et mesurent les vibrations suivant le même axe, cette fonction de transfert est unitaire. Une telle fonction de transfert dépend de la zone d'implantation du ou des capteurs au sens large et de la position du ou des points de mesure des vibrations, là où sont précisément situés le ou les capteurs. According to one characteristic, said at least two vibration sensors are of different types. According to one characteristic, the method comprises the application of a transfer function correcting the vibration information provided by the sensors. In the case where the sensors are identical and located locally at the same location of the same area of the aircraft and measure the vibrations along the same axis, this transfer function is unitary. Such a transfer function depends on the implantation area of the sensor (s) in the broad sense and the position of the vibration measurement point (s), where the sensor (s) are precisely located.

La détermination d'une telle fonction de transfert suppose la connaissance du comportement vibratoire de la structure. Cette connaissance peut être obtenue à partir d'une représentation modélisée de la structure et d'une validation de ce modèle par des tests/essais vibratoires. The determination of such a transfer function assumes the knowledge of the vibratory behavior of the structure. This knowledge can be obtained from a modeled representation of the structure and a validation of this model by vibratory tests / tests.

Selon une caractéristique, le procédé comprend l'obtention de la vitesse de rotation d'au moins un des rotors du ou des moteurs de l'aéronef aux fins d'utilisation de cette vitesse pour la comparaison des informations de vibrations. L'obtention de cette vitesse permet de filtrer le signal de vibration sur la fréquence de rotation du rotor du moteur, ce qui restreint le domaine sur lequel les informations de vibrations vont être corrélées. Ceci est en effet utile pour ne pas avoir à comparer les informations de vibrations sur tout le spectre vibratoire. Selon une caractéristique, en cas de détermination d'une défaillance, le procédé comprend l'élaboration d'un message de maintenance informant de la défaillance. Un tel message est par exemple envoyé à un calculateur embarqué affecté à la maintenance tel que le système de maintenance centralisé (CMS) de l'aéronef qui compile tous les messages dans un rapport disponible à bord et qui est également transmis au sol. According to one characteristic, the method comprises obtaining the rotational speed of at least one of the rotors of the aircraft engine or engines for the purpose of using this speed for the comparison of the vibration information. Obtaining this speed makes it possible to filter the vibration signal on the rotor frequency of the motor rotor, which restricts the range over which the vibration information will be correlated. This is indeed useful for not having to compare the vibration information across the vibratory spectrum. According to one characteristic, in the event of determining a failure, the method comprises the development of a maintenance message informing of the failure. Such a message is for example sent to an on-board computer assigned to maintenance such as the centralized maintenance system (CMS) of the aircraft which compiles all the messages in a report available on board and which is also transmitted to the ground.

Selon une autre caractéristique, en cas de détermination d'une défaillance, le procédé comprend l'affichage, sur le système d'affichage du cockpit, d'informations relatives à cette défaillance. Cet affichage permet d'informer l'équipage de la défaillance. L'affichage de ces informations peut être effectué en plus de l'élaboration d'un message de maintenance informant de la défaillance. L'invention a également pour objet un système pour augmenter la fiabilité d'informations de vibrations fournies par des capteurs sur les vibrations subies par un aéronef, caractérisé en ce que le système comprend : - au moins deux capteurs de vibrations implantés dans au moins une zone d'un aéronef qui est susceptible de vibrer durant le vol de l'aéronef, lesdits au moins deux capteurs fournissant chacun des informations de vibrations, - des moyens de comparaison entre les informations de vibrations respectives issues desdits au moins deux capteurs de vibrations, - des moyens de détermination qui sont aptes à déterminer, en fonction du résultat de la comparaison, une éventuelle défaillance dans la chaîne de traitement associée à l'un desdits au moins deux capteurs de vibrations, la chaîne de traitement allant du capteur à un système d'affichage du cockpit. Ce système comprend les mêmes avantages que ceux exposés ci-dessus à propos du procédé et ils ne seront donc pas répétés ici. According to another characteristic, in the event of determining a failure, the method comprises displaying, on the cockpit display system, information relating to this failure. This display informs the crew of the failure. The display of this information can be done in addition to the development of a maintenance message informing of the failure. The invention also relates to a system for increasing the reliability of vibration information provided by sensors on the vibrations experienced by an aircraft, characterized in that the system comprises: at least two vibration sensors implanted in at least one zone of an aircraft that is capable of vibrating during the flight of the aircraft, said at least two sensors each providing vibration information, means for comparing the respective vibration information from said at least two vibration sensors, determination means which are capable of determining, as a function of the result of the comparison, a possible failure in the processing chain associated with one of the said at least two vibration sensors, the processing chain going from the sensor to a system cockpit display. This system has the same advantages as those discussed above with respect to the process and will not be repeated here.

L'invention a également pour objet un aéronef comprenant un système tel que brièvement exposé ci-dessus. D'autres caractéristiques et avantages apparaitront au cours de la description qui va suivre donnée à titre d'exemple non limitatif et faite en référence aux dessins annexés, sur lesquels : - la figure 1 est une vue schématique représentant un premier mode de réalisation d'un système selon l'invention ; - la figure 2 représente un algorithme de mise en oeuvre d'un procédé utilisé dans le système de la figure 1 ; - la figure 3 est une représentation schématique d'un deuxième mode de réalisation d'un système selon l'invention. Comme représenté à la figure 1 et désigné par la référence générale notée 10, un système selon un premier mode de réalisation de l'invention comprend plusieurs capteurs implantés dans une même zone d'un aéronef qui est ici par exemple un moteur. The invention also relates to an aircraft comprising a system as briefly described above. Other features and advantages will become apparent from the following description given by way of nonlimiting example and with reference to the accompanying drawings, in which: - Figure 1 is a schematic view showing a first embodiment of a system according to the invention; FIG. 2 represents an algorithm for implementing a method used in the system of FIG. 1; FIG. 3 is a schematic representation of a second embodiment of a system according to the invention. As represented in FIG. 1 and designated by the general reference denoted 10, a system according to a first embodiment of the invention comprises several sensors located in the same zone of an aircraft which is here for example a motor.

Les capteurs embarqués recueillent des informations sur les vibrations du moteur et les fournissent à une unité de traitement de données 12. Ces données sont traitées de façon à fournir des informations de vibrations exploitables pour l'équipage et sont transmises au cockpit, par exemple afin d'être affichées sur un système d'affichage 14. The on-board sensors collect information on the engine vibrations and provide them to a data processing unit 12. These data are processed to provide useful vibration information for the crew and are transmitted to the cockpit, for example to to be displayed on a display system 14.

Plus particulièrement, le système 10 comprend deux capteurs 16 et 18 qui sont par exemple des accéléromètres. Ces accéléromètres fournissent des informations de vibrations sur les vibrations ressenties aux points de mesure où ils sont implantés (à partir des mesures d'accélération qu'ils effectuent lorsque les points où ils sont implantés sont soumis à des vibrations) et transmettent ces informations à l'unité 12. More particularly, the system 10 comprises two sensors 16 and 18 which are for example accelerometers. These accelerometers provide vibration information on the vibrations felt at the measuring points where they are implanted (from the acceleration measurements they perform when the points where they are implanted are subjected to vibrations) and transmit this information to the user. unit 12.

Les deux accéléromètres représentés sur la figure 1 sont par exemple implantés au même endroit du moteur et sont orientés suivant le même axe, permettant ainsi de mesurer des vibrations suivant cet axe identique. The two accelerometers shown in Figure 1 are for example located at the same location of the motor and are oriented along the same axis, thus measuring vibrations along this identical axis.

On notera toutefois que dans une variante les deux capteurs peuvent être disposés au même endroit mais orientés suivant des axes différents, voire selon une autre variante être éloignés loin de l'autre. On notera que l'unité de traitement de données 12 est par exemple un calculateur embarqué installé dans le moteur et constitue une unité de contrôle/suivi des vibrations du moteur. Deux autres capteurs 20 et 22 sont positionnés sur le moteur et, plus particulièrement, au niveau des deux rotors du moteur, à savoir, la soufflante et le compresseur haute pression. On notera que selon l'architecture du moteur plusieurs compresseurs peuvent être utilisés et un ou plusieurs capteurs supplémentaires analogues aux capteurs 20 et 22 peuvent être utilisés. Ces capteurs sont des capteurs de vitesse (tachymètres) qui sont chacun dédiés à un rotor et qui ont pour but de mesurer la vitesse angulaire du rotor. Note however that in a variant the two sensors may be arranged in the same place but oriented along different axes, or even in another variant be far away from each other. It will be noted that the data processing unit 12 is for example an on-board computer installed in the engine and constitutes a motor vibration control / monitoring unit. Two other sensors 20 and 22 are positioned on the engine and, more particularly, at the two rotors of the engine, namely, the fan and the high pressure compressor. Note that according to the architecture of the engine several compressors can be used and one or more additional sensors similar to the sensors 20 and 22 can be used. These sensors are speed sensors (tachometers) which are each dedicated to a rotor and which are intended to measure the angular velocity of the rotor.

Les capteurs 20 et 22 fournissent ainsi respectivement les vitesses N1 et N2 et transmettent celles-ci à l'unité 12. Les capteurs 16 et 18 fournissent quant à eux des informations de vibrations en un point du moteur et l'unité 12 effectue un traitement des différentes données qui lui sont transmises. The sensors 20 and 22 respectively provide the speeds N1 and N2 and transmit them to the unit 12. The sensors 16 and 18 provide vibration information at a point of the engine and the unit 12 carries out a treatment different data that are transmitted to him.

En particulier, l'unité 12 effectue un traitement du signal fourni par chaque capteur 16, 18 qui est un filtrage de ce signal sur chacune des fréquences N1 et N2 (fréquences ou vitesses de rotation de chaque rotor), permettant ainsi de calculer les vibrations de chaque rotor N1vib et N2vib pour le signal issu du capteur 16 et N1'vib et N2'vib pour le signal issu du capteur 18. In particular, the unit 12 performs a signal processing provided by each sensor 16, 18 which is a filtering of this signal on each of the frequencies N1 and N2 (frequencies or rotational speeds of each rotor), thus making it possible to calculate the vibrations of each rotor N1vib and N2vib for the signal coming from the sensor 16 and N1'vib and N2'vib for the signal coming from the sensor 18.

Les valeurs d'amplitude des vibrations obtenues par l'unité 12 sont par exemple transférées au système d'affichage 14 du cockpit pour informer l'équipage en conséquence. The amplitude values of the vibrations obtained by the unit 12 are for example transferred to the display system 14 of the cockpit to inform the crew accordingly.

L'amplitude des vibrations est exprimée en unité de cockpit (« cockpit unit » en terminologie anglosaxonne) notée CU, qui correspond à une échelle normalisée de 0 à 10 commune à un grand nombre d'aéronefs. La valeur réelle de l'accélération équivalente dépend d'un gain spécifique à chaque motorisation. Par exemple, une accélération de 1G peut valoir 3CU sur un type d'avion, et 5CU sur un autre type d'avion. Ce gain est calculé pour que le pilote ne soit pas perturbé lorsqu'il passe d'un avion à un autre (le niveau critique de vibrations correspond en général à 5CU, quel que soit l'avion). On notera que la plupart des aéronefs existants sont équipés de capteurs de vibrations répartis sur la structure de l'appareil, par exemple dans le but d'alimenter en données ou informations les calculateurs de commandes de vol. L'algorithme de la figure 2 illustre un procédé de fonctionnement du système de la figure 1, permettant d'augmenter la fiabilité des informations de vibrations qui sont fournies par les capteurs de vibrations embarqués. L'algorithme comporte une première étape S1 au cours de laquelle une première mesure de vibrations est effectuée par l'un des capteurs 16 et 18 de la figure 1. La mesure effectuée par ce capteur peut être directement affichée sur le système d'affichage 14 au cours d'une étape S2 afin d'informer l'équipage des vibrations subies par le moteur au point de mesure où est localisé le capteur. De la même façon, l'autre capteur fournit des mesures de vibrations au cours d'une étape S3 et ces valeurs sont également affichées sur le système 14 de la figure 1 au cours d'une étape S4. On notera que l'utilisation de plusieurs capteurs colocalisés ou à des endroits séparés permet d'enrichir la connaissance du comportement vibratoire de la zone concernée de l'aéronef. L'intérêt de disposer de deux capteurs colocalisés permet de 30 s'assurer de la cohérence des mesures effectuées par ces capteurs. The amplitude of the vibrations is expressed in cockpit unit ("cockpit unit" in English terminology) noted CU, which corresponds to a standardized scale of 0 to 10 common to a large number of aircraft. The actual value of the equivalent acceleration depends on a specific gain for each motorization. For example, an acceleration of 1G can be 3CU on one type of plane, and 5CU on another type of plane. This gain is calculated so that the pilot is not disturbed when he passes from one aircraft to another (the critical level of vibration is generally 5CU, regardless of the aircraft). Note that most existing aircraft are equipped with vibration sensors distributed over the structure of the aircraft, for example for the purpose of supplying data or information to the flight control computers. The algorithm of FIG. 2 illustrates a method of operating the system of FIG. 1, making it possible to increase the reliability of the vibration information that is provided by the on-board vibration sensors. The algorithm comprises a first step S1 during which a first vibration measurement is performed by one of the sensors 16 and 18 of Figure 1. The measurement made by this sensor can be directly displayed on the display system 14 during a step S2 to inform the crew of the vibrations experienced by the engine at the measurement point where the sensor is located. Similarly, the other sensor provides vibration measurements during a step S3 and these values are also displayed on the system 14 of Figure 1 in a step S4. It will be noted that the use of several collocated sensors or at separate locations makes it possible to enrich the knowledge of the vibratory behavior of the area concerned of the aircraft. The advantage of having two collocated sensors makes it possible to ensure the consistency of the measurements made by these sensors.

Si l'un des capteurs se révèle défectueux, il y a en effet peu de raisons pour que l'autre le soit et les valeurs relatives fournies par ceux-ci permettront de s'apercevoir d'un dysfonctionnement. On notera toutefois que, de façon générale, les mesures provenant des capteurs 16 et 18 subissent une analyse de fréquence (par application d'une transformée de Fourrier rapide) et sont filtrées sur les fréquences de rotation des rotors fournies par les capteurs de vitesse 20 et 22 de la figure 1 (tachymètres) afin de focaliser la suite du traitement prévu par l'algorithme sur une plage restreinte du spectre. If one of the sensors proves to be defective, there is indeed little reason for the other to be and the relative values provided by these will make it possible to perceive a malfunction. Note however that, in general, the measurements from the sensors 16 and 18 undergo a frequency analysis (by application of a fast Fourier transform) and are filtered on the rotational frequencies of the rotors provided by the speed sensors 20 and 22 of Figure 1 (tachometers) to focus the further processing provided by the algorithm on a narrow range of the spectrum.

Le signal fréquentiel de chaque capteur est d'autant mieux connu que le moteur comprend de rotors et donc de zones fréquentielles analysées. L'application d'une transformée de Fourrier permet aussi de filtrer des bruits affectant le signal temporel. On peut choisir d'afficher également la valeur maximale des niveaux de vibrations (amplitudes) relevés par les capteurs avec ou sans filtrage. L'algorithme de la figure 2 comporte ensuite une étape S5 de corrélation des informations de vibrations précédemment obtenues. Plus particulièrement, cette étape réalise une comparaison entre les informations de vibrations fournies par le capteur 16 et les informations de vibrations fournies par le capteur 18, éventuellement après filtrage de celles-ci sur les fréquences N1 et N2 des rotors. On notera que la connaissance d'une seule fréquence de rotation de rotor est suffisante pour simplifier la corrélation entre les informations de vibrations. The frequency signal of each sensor is all the better known as the motor comprises rotors and therefore frequency zones analyzed. The application of a Fourier transform also makes it possible to filter noises affecting the temporal signal. It is also possible to display the maximum value of the vibration levels (amplitudes) recorded by the sensors with or without filtering. The algorithm of FIG. 2 then comprises a step S5 for correlating the previously obtained vibration information. More particularly, this step makes a comparison between the vibration information provided by the sensor 16 and the vibration information provided by the sensor 18, possibly after filtering them on the frequencies N1 and N2 of the rotors. Note that the knowledge of a single rotor rotation frequency is sufficient to simplify the correlation between the vibration information.

En pratique, les valeurs obtenues pour chacun des deux capteurs 16 et 18 sont comparées entre elles par rapport à un seuil prédéterminé afin de déterminer si l'écart entre ces valeurs est supérieur ou non à ce seuil. Il s'agit plus particulièrement d'une comparaison vectorielle où les vecteurs à comparer ont chacun pour composantes une amplitude et une phase. La comparaison peut se traduire par deux comparaisons, l'une pour l'amplitude et l'autre pour la phase. In practice, the values obtained for each of the two sensors 16 and 18 are compared with each other with respect to a predetermined threshold in order to determine whether or not the difference between these values is greater than this threshold. It is more particularly a vector comparison in which the vectors to be compared each have an amplitude and a phase component. The comparison can result in two comparisons, one for the amplitude and the other for the phase.

Une première comparaison est réalisée sur le rapport d'amplitude des accélérations fournies par chacun des deux capteurs. Si les deux chaines de mesure sont directement comparables, par exemple dans le cas où les deux capteurs sont implantés sur un point unique de l'aéronef, alors le seuil sera voisin de 1. Une seconde comparaison est réalisée sur la différence de phase entre les accélérations fournies par chacun des deux capteurs. Si les deux chaines de mesure sont directement comparables, par exemple dans le cas où les deux capteurs sont implantés sur un point unique de l'aéronef, alors le seuil sera voisin de O. Si l'écart relevé entre les valeurs est inférieur au seuil préalablement fixé cela signifie que les vibrations qui ont été mesurées sont très probablement des vibrations réellement subies par les zones concernées de l'aéronef (étape S6). A first comparison is made on the amplitude ratio of the accelerations provided by each of the two sensors. If the two measurement chains are directly comparable, for example in the case where the two sensors are located on a single point of the aircraft, then the threshold will be close to 1. A second comparison is made on the phase difference between the two sensors. accelerations provided by each of the two sensors. If the two measurement chains are directly comparable, for example in the case where the two sensors are located on a single point of the aircraft, then the threshold will be close to 0. If the difference between the values is below the threshold previously fixed it means that the vibrations that have been measured are most likely vibrations actually experienced by the affected areas of the aircraft (step S6).

Si, au contraire, l'écart entre les valeurs de vibrations est supérieur au seuil préalablement fixé, cela signifie qu'une défaillance est intervenue dans la chaîne de traitement associée à l'un des deux capteurs 16 et 18 de la figure 1. On notera que cette chaîne de traitement associée à chacun des capteurs s'étend du capteur concerné au cockpit. On notera que, dans le cas où l'amplitude et la phase sont comparées, le fait que l'une au moins des comparaisons effectuées fasse apparaître une incohérence est le signe d'une possible défaillance. La détermination d'une défaillance dans la chaîne de traitement associée à l'un des capteurs est décidée à l'étape S7 de l'algorithme. On notera que pour accroître d'avantage la fiabilité des informations de vibrations fournies par les deux capteurs un ou plusieurs capteurs de vibrations additionnels peuvent être agencés sur le moteur de la figure 1 afin de multiplier les corrélations et ainsi garantir la robustesse du procédé. If, on the contrary, the difference between the vibration values is greater than the previously fixed threshold, this means that a failure has occurred in the processing chain associated with one of the two sensors 16 and 18 of FIG. note that this processing chain associated with each of the sensors extends from the sensor concerned to the cockpit. It should be noted that, in the case where the amplitude and the phase are compared, the fact that at least one of the comparisons made reveals an inconsistency is the sign of a possible failure. The determination of a failure in the processing chain associated with one of the sensors is decided in step S7 of the algorithm. Note that to further increase the reliability of the vibration information provided by the two sensors one or more additional vibration sensors can be arranged on the motor of Figure 1 to multiply the correlations and thus ensure the robustness of the process.

Le procédé permettra ainsi de valider ou non une vibration importante relevée sur le moteur. The method will thus validate or not a significant vibration found on the engine.

En particulier, si au moins une autre corrélation confirme la vibration du moteur (cela se traduit par un écart entre la valeur relevée par l'un des capteurs 16 et 18 et celle relevée par un autre capteur placé à un autre endroit du moteur qui est supérieur au seuil prédéterminé mentionné ci-dessus), alors il est possible d'en déduire que la vibration du moteur est réelle. Si, au contraire, aucune autre corrélation entre les valeurs relevées par les capteurs 16 et 18 et un autre capteur ne confirme la vibration du moteur, alors il s'agit probablement d'une mesure défectueuse. On notera par ailleurs que, lorsque plus de deux capteurs sont utilisés, par exemple trois, on identifie la chaîne de traitement associée à l'un des capteurs qui est à l'origine de la défaillance en effectuant une succession de corrélation entre les niveaux de vibrations fournis par chacun des capteurs pris deux à deux. Ainsi, dans l'exemple où trois capteurs notés Cl, C2 et C3 sont utilisés, on effectue des comparaisons entre les valeurs relevées par le couple de capteurs Cl, C2, puis Cl, C3 et, en fonction des résultats obtenus, du couple C2, C3. Par exemple, si une incohérence (en amplitude ou en phase) entre les valeurs relevées par les capteurs Cl et C2 est constatée, de même qu'entre les capteurs Cl et C3, mais pas entre les capteurs C2 et C3, alors il peut être déduit que la chaîne de traitement associée au capteur Cl est à l'origine de l'anomalie. On orientera ainsi les équipes de maintenance vers cette chaîne de traitement plutôt que vers une analyse du moteur lui-même. In particular, if at least one other correlation confirms the vibration of the engine (this results in a difference between the value recorded by one of the sensors 16 and 18 and that detected by another sensor placed at another location on the engine which is higher than the predetermined threshold mentioned above), then it is possible to deduce that the vibration of the motor is real. If, on the contrary, no other correlation between the values recorded by the sensors 16 and 18 and another sensor confirms the vibration of the engine, then it is probably a faulty measurement. It will also be noted that when more than two sensors are used, for example three, the processing chain associated with one of the sensors that is responsible for the failure is identified by performing a succession of correlations between the levels of the sensors. vibrations provided by each of the sensors taken in pairs. Thus, in the example where three sensors denoted C1, C2 and C3 are used, comparisons are made between the values recorded by the pair of sensors C1, C2, then Cl, C3 and, depending on the results obtained, the pair C2 , C3. For example, if an inconsistency (in amplitude or in phase) between the values recorded by the sensors C1 and C2 is found, as well as between the sensors C1 and C3, but not between the sensors C2 and C3, then it can be deduce that the processing chain associated with the sensor C1 is at the origin of the anomaly. The maintenance crews will be directed to this processing line rather than to an analysis of the engine itself.

En cas de détermination d'une défaillance, l'étape S7 est suivie d'une étape S8 qui prévoit d'élaborer un message de maintenance informant de la défaillance. Un tel message est par exemple transmis à un calculateur embarqué à bord de l'aéronef et qui est affecté à la maintenance tel que le calculateur dénommé Système de Maintenance Centralisé ou CMS. In the event of a failure being determined, step S7 is followed by a step S8 which provides for the creation of a maintenance message informing of the failure. Such a message is for example transmitted to an onboard computer on board the aircraft and which is assigned to maintenance such as the computer called Centralized Maintenance System or CMS.

Ce calculateur ou système compile en effet tous les messages de maintenance élaborés à partir d'équipements embarqués à bord de l'aéronef et les rassemble dans un rapport qui est disponible à bord de l'aéronef. This computer or system compiles indeed all the maintenance messages developed from on-board equipment on board the aircraft and collects them in a report that is available on board the aircraft.

Ce rapport est par ailleurs également transmis au sol à destination des équipes de maintenance qui pourront intervenir lorsque l'avion se posera. Une étape S9 prévoit, en cas de détermination d'une défaillance, d'afficher des informations relatives à cette défaillance sur le système d'affichage du cockpit 14 de la figure 1 afin de prévenir l'équipage. Cette étape est toutefois optionnelle. On notera par ailleurs que d'autres systèmes pour informer/alerter l'équipage peuvent être envisagés tel qu'un système d'alerte audio. On notera que lorsque les capteurs de vibrations (par exemple les accéléromètres) sont identiques et colocalisés on peut directement comparer les valeurs qu'ils fournissent et qui sont généralement des tensions électriques exprimées en volt. Si, en revanche, on est amené à comparer les valeurs relevées par deux capteurs colocalisés mais qui sont de types différents, il faut alors prendre en compte le gain de chaque capteur avant de comparer entre elles les valeurs qu'ils fournissent (la fonction de transfert n'est alors pas unitaire). Le gain d'un capteur de vibrations tel qu'un accéléromètre est généralement défini par le rapport entre la vibration ou accélération mesurée en m/s-2 et la tension en volt relevée en sortie du capteur. This report is also transmitted to the ground for maintenance teams who can intervene when the plane lands. A step S9 provides, in case of determination of a failure, to display information relating to this failure on the cockpit display system 14 of Figure 1 to prevent the crew. This step is however optional. It should also be noted that other systems for informing / alerting the crew may be envisaged, such as an audio warning system. It will be noted that when the vibration sensors (for example the accelerometers) are identical and collocated, the values they provide can be directly compared and which are generally voltages expressed in volts. If, on the other hand, one has to compare the values recorded by two collocated sensors but which are of different types, it is then necessary to take into account the gain of each sensor before comparing between them the values which they provide (the function of transfer is not unitary). The gain of a vibration sensor such as an accelerometer is generally defined by the ratio between the vibration or acceleration measured in m / s-2 and the voltage in volt measured at the output of the sensor.

Si on est amené à comparer les valeurs relevées par des capteurs identiques colocalisés mais qui ne sont pas colinéaires, c'est-à-dire qu'ils sont orientés suivant des axes différents, il convient également de considérer la fonction de transfert adaptée, en général non unitaire. De façon générale, une fonction de transfert est appliquée pour corréler des informations de vibrations fournies par des capteurs éloignés l'un de l'autre et/ou orientés suivant des axes différents et, également, lorsqu'il s'agit de capteurs de types différents. Une telle fonction de transfert dépend de l'implantation géométrique des capteurs (position et axe) et de la réponse de la structure de l'aéronef à l'excitation dynamique. Si la source de vibration est connue (fréquence, point d'application des efforts, et orientation des efforts), par exemple un balourd moteur, la réponse de la structure est alors prévisible grâce à la connaissance du comportement dynamique de l'aéronef. Dans un tel cas, la fonction de transfert entre les capteurs est déterminée à partir de la réponse dynamique théorique de l'aéronef. Par exemple, si les capteurs sont situés dans les zones qui sont supposées vibrer suivant des amplitudes différentes, on corrige leurs réponses en appliquant une fonction de transfert égale au rapport des amplitudes théoriques attendues avant de procéder à la comparaison des valeurs relevées par chacun d'eux. On notera également que lorsque l'on souhaite utiliser une information ou donnée fournie par un capteur il est nécessaire de bien connaître ce capteur, à savoir connaître l'orientation de son axe de mesure et le gain de ce capteur La figure 3 illustre un deuxième exemple de réalisation d'un système selon l'invention. If one has to compare the values recorded by identical collocated sensors which are not collinear, that is to say that they are oriented along different axes, it is also necessary to consider the appropriate transfer function, in general non-unitary. In general, a transfer function is applied to correlate vibration information provided by sensors distant from each other and / or oriented along different axes and, also, in the case of sensors of types different. Such a transfer function depends on the geometric implantation of the sensors (position and axis) and the response of the aircraft structure to the dynamic excitation. If the source of vibration is known (frequency, point of application of forces, and orientation of the forces), for example a motor unbalance, the response of the structure is then predictable thanks to the knowledge of the dynamic behavior of the aircraft. In such a case, the transfer function between the sensors is determined from the theoretical dynamic response of the aircraft. For example, if the sensors are located in the zones that are supposed to vibrate at different amplitudes, their responses are corrected by applying a transfer function equal to the ratio of the expected theoretical amplitudes before comparing the values recorded by each of them. them. It will also be noted that when it is desired to use information or data provided by a sensor, it is necessary to be familiar with this sensor, namely knowing the orientation of its measurement axis and the gain of this sensor. FIG. exemplary embodiment of a system according to the invention.

Le système 30 de la figure 3 comprend plusieurs capteurs de vibrations implantés dans deux zones d'un aéronef qui sont représentées par deux moteurs R1 et R2. En particulier, les moteurs R1 et R2 sont symétriques l'un de l'autre par rapport au fuselage de l'aéronef. On notera que l'aéronef peut comporter plus de deux moteurs et le principe illustré sur la figure 3 peut par exemple être dupliqué sur deux autres moteurs. Dans l'exemple de réalisation de la figure 3, deux capteurs de vibrations 32 et 34 tels que des accéléromètres sont respectivement implantés sur les moteurs R1 et R2. The system 30 of FIG. 3 comprises several vibration sensors implanted in two zones of an aircraft which are represented by two motors R1 and R2. In particular, the motors R1 and R2 are symmetrical to one another with respect to the fuselage of the aircraft. Note that the aircraft may have more than two engines and the principle illustrated in Figure 3 may for example be duplicated on two other engines. In the embodiment of FIG. 3, two vibration sensors 32 and 34 such as accelerometers are respectively located on the motors R1 and R2.

On notera toutefois que chaque moteur peut comporter plus d'un capteur de vibrations comme décrit en référence à la figure 1. Tout comme pour l'agencement de la figure 1, le ou les capteurs sont placés sur chaque moteur par exemple près du centre de gravité de celui-ci. Un capteur de vitesse 36 est par exemple agencé sur l'un des rotors du moteur R1 et un capteur de vitesse 38 est également agencé sur l'un des rotors R2. Note, however, that each motor may comprise more than one vibration sensor as described with reference to Figure 1. Just as for the arrangement of Figure 1, the sensor or sensors are placed on each motor for example near the center of gravity of it. A speed sensor 36 is for example arranged on one of the rotors of the engine R1 and a speed sensor 38 is also arranged on one of the rotors R2.

Comme pour la figure 1, un tel capteur de vitesse permet d'obtenir la vitesse de rotation ou fréquence de rotation du rotor et donc de filtrer le signal de vibrations fourni par le capteur concerné suivant cette fréquence de rotation. On notera en outre que, comme pour le système de la figure 1, deux capteurs de vitesse peuvent être agencés sur chacun des moteurs R1 et R2 afin de mesurer les vitesses de rotation de chacun des rotors (dans la mesure où chaque moteur ne comporte que deux rotors). Si les moteurs R1 et R2 comportent, chacun plus de deux rotors, alors on peut envisager d'utiliser plus de deux capteurs de vitesse par moteur. As for FIG. 1, such a speed sensor makes it possible to obtain the rotational speed or rotation frequency of the rotor and thus to filter the vibration signal supplied by the sensor concerned according to this rotation frequency. It will further be noted that, as for the system of FIG. 1, two speed sensors can be arranged on each of the motors R1 and R2 in order to measure the rotational speeds of each of the rotors (insofar as each motor only comprises two rotors). If the motors R1 and R2 each have more than two rotors, then we can consider using more than two speed sensors per engine.

Le système 30 comprend également une unité de traitement de données 40 recueillant les données fournies par les capteurs 32 et 36 implantés sur le moteur R1. L'unité 40 est analogue à l'unité 12 de surveillance ou de contrôle des vibrations de moteur de la figure 1. The system 30 also includes a data processing unit 40 collecting the data provided by the sensors 32 and 36 implanted on the engine R1. The unit 40 is analogous to the unit 12 for monitoring or controlling the motor vibrations of FIG.

Tout comme l'unité 12, l'unité 40 traite les données fournies par les capteurs et transmet les informations de vibrations filtrées à une unité centrale de calcul ou calculateur 42. Le système 30 comprend également une autre unité de traitement de données 44 identique à l'unité 40 et qui recueille les données provenant des 20 capteurs 34 et 38 implantés sur le moteur d'aéronef R2. De la même façon, les données sont traitées par l'unité 44 et les informations de vibrations filtrées sont ensuite transmises à l'unité 42. L'unité de calcul 42 effectue la corrélation entre les informations de vibrations fournies par les capteurs implantés sur chacun des moteurs. 25 Comme illustré par l'étape S5 de la figure 2, l'unité de calcul 42 procède à la comparaison entre l'écart déterminé entre les niveaux de vibrations mesurés par les capteurs respectifs 32 et 34 et un seuil prédéterminé (identique au seuil décrit en référence à la figure 1). De façon identique à ce qui a été décrit en référence à l'algorithme 30 de la figure 2, la comparaison entre les informations de vibrations fournies par les deux capteurs conduit, soit à la probable confirmation de la réalité des vibrations du moteur (étape S6), soit à la détermination d'une défaillance à la chaîne de traitement associée à l'un des capteurs (étape S7). L'agencement du système de la figure 3 s'appuie sur la connaissance du comportement vibratoire de l'aéronef pour corréler entre elles les informations de vibrations de la façon la plus appropriée qui soit. Ainsi, l'unité de calcul 42 confirme/vérifie la réalité des vibrations subies par l'un des moteurs de l'aéronef en observant le comportement vibratoire du moteur symétrique ou détermine une défaillance dans la chaîne de traitement associée à l'un des capteurs. Like the unit 12, the unit 40 processes the data provided by the sensors and transmits the filtered vibration information to a central computing unit or computer 42. The system 30 also comprises another data processing unit 44 identical to the unit 40 and which collects data from the sensors 34 and 38 implanted on the aircraft engine R2. In the same way, the data is processed by the unit 44 and the filtered vibration information is then transmitted to the unit 42. The computing unit 42 performs the correlation between the vibration information provided by the sensors located on each one. engines. As illustrated by step S5 of FIG. 2, the calculation unit 42 compares the determined difference between the vibration levels measured by the respective sensors 32 and 34 and a predetermined threshold (identical to the threshold described above). with reference to Figure 1). In a manner identical to that described with reference to the algorithm of FIG. 2, the comparison between the vibration information provided by the two sensors leads to the probable confirmation of the reality of the engine vibrations (step S6 ), or to the determination of a failure in the processing chain associated with one of the sensors (step S7). The arrangement of the system of FIG. 3 is based on the knowledge of the vibratory behavior of the aircraft in order to correlate the vibration information between them in the most appropriate manner. Thus, the computing unit 42 confirms / verifies the reality of the vibrations experienced by one of the engines of the aircraft by observing the vibratory behavior of the symmetrical engine or determines a failure in the processing chain associated with one of the sensors. .

On notera que si uniquement deux capteurs de vibrations, tels que les capteurs 32 et 34, sont utilisés, alors en cas d'anomalie constatée par l'unité de calcul 42, il n'est pas possible de savoir quelle chaîne de traitement de capteur est affectée par une défaillance. Pour lever l'ambiguïté, il conviendrait de disposer de plus de deux capteurs et de comparer les niveaux de vibrations fournis par ces capteurs pris deux à deux. A titre d'exemple, on peut installer plusieurs capteurs sur le même moteur et procéder comme indiqué en référence à la figure 1 afin de déterminer la cohérence entre les valeurs fournies par ces capteurs. Note that if only two vibration sensors, such as sensors 32 and 34, are used, then in case of anomaly found by the calculation unit 42, it is not possible to know which sensor processing chain. is affected by a failure. To remove the ambiguity, it would be necessary to have more than two sensors and compare the vibration levels provided by these sensors taken two by two. For example, one can install several sensors on the same engine and proceed as indicated with reference to Figure 1 to determine the consistency between the values provided by these sensors.

Si une incohérence (en amplitude ou en phase) est constatée, cela signifie non pas que le moteur vibre anormalement mais que la mesure fournie par l'un des capteurs est erronée (problème de calculateur ou de capteur). On notera que si l'on dispose de plus de deux capteurs sur le moteur et, par exemple trois capteurs, il est possible de s'assurer de la réalité de la vibration ou de la défaillance d'une des chaînes de traitement associée à l'un des capteurs. Dans ces conditions, on vérifie la cohérence des valeurs relevées par les capteurs installés sur le moteur R1 avec les capteurs installés sur le moteur symétrique R2. If an inconsistency (in amplitude or in phase) is observed, it does not mean that the motor vibrates abnormally but that the measurement provided by one of the sensors is erroneous (computer or sensor problem). Note that if there are more than two sensors on the engine and, for example three sensors, it is possible to ensure the reality of the vibration or the failure of one of the processing chains associated with the engine. one of the sensors. Under these conditions, the consistency of the values recorded by the sensors installed on the engine R1 with the sensors installed on the symmetrical motor R2 is checked.

En cas d'incohérence relevée, on peut en déduire que l'une des mesures relevées par l'un des capteurs est faussée et il est même possible, selon le nombre de capteurs dont on a corrélé les informations, d'identifier le capteur et la chaîne de traitement associée concernée. Il est également envisageable de vérifier la cohérence des valeurs relevées par des capteurs installés sur les deux moteurs avec des capteurs installés sur d'autres zones de l'aéronef pour renforcer la fiabilité de la vérification. Si le degré de confiance ou la fiabilité du procédé est très élevé (ce degré de confiance ou cette fiabilité sont d'autant plus élevés que plusieurs corrélations redondantes fournissent des résultats cohérents permettant de valider une des options, à savoir une défaillance ou des vibrations réelles), il est alors envisageable d'invalider les vibrations affichées au cockpit, par exemple sur le système d'affichage 46 du cockpit de la figure 3, en déclarant la mesure de vibrations inopérante dans la mesure où elle a été jugée erronée grâce à l'invention. In case of inconsistency, it can be deduced that one of the measurements taken by one of the sensors is distorted and it is even possible, depending on the number of sensors whose information has been correlated, to identify the sensor and the associated processing chain concerned. It is also possible to check the consistency of the values recorded by sensors installed on the two engines with sensors installed on other areas of the aircraft to enhance the reliability of the verification. If the degree of confidence or the reliability of the process is very high (this degree of confidence or this reliability are all the higher as several redundant correlations provide coherent results making it possible to validate one of the options, namely a failure or real vibrations ), it is then possible to invalidate the vibrations displayed in the cockpit, for example on the display system 46 of the cockpit of FIG. 3, by declaring the vibration measurement inoperative insofar as it has been judged to be erroneous by virtue of the 'invention.

Le pilote constatera alors qu'il ne dispose plus d'informations de vibrations sur le moteur en question, ce qui aura moins de conséquences opérationnelles que de disposer de vibrations anormales sur un moteur. The pilot will then notice that he no longer has vibration information on the engine in question, which will have less operational consequences than to have abnormal vibrations on an engine.

Claims

REVENDICATIONS1. Method for increasing the reliability of vibration information provided by sensors on the vibrations experienced by an aircraft, characterized in that the method comprises: - obtaining (S1, S3) vibration information from at least two vibration sensors (16, 18) implanted in at least one zone of an aircraft that is capable of vibrating during the flight of the aircraft, - the comparison (S5) between the respective vibration information from said at least two sensors of vibration, - depending on the result of the comparison, the determination (S7) or not of a possible failure in the processing chain associated with one of said at least two vibration sensors, the processing chain from the sensor to a cockpit display system.

2. Method according to claim 1, characterized in that it comprises determining a failure in the processing chain associated with one of said at least two vibration sensors when the representative values of the respective vibration information from said at least two vibration sensors. less two vibration sensors have between them a difference greater than a predetermined threshold.

3. Method according to claim 1 or 2, characterized in that it comprises: obtaining vibration information from more than two vibration sensors implanted in at least one zone of the aircraft; between the respective vibration information from said two-by-two vibration sensors to increase the reliability of determining a failure or the reality of the vibrations.

4. Method according to one of claims 1 to 3, characterized in that said at least two vibration sensors are spaced from each other and / or measure the vibration along different axes.

5. Method according to one of claims 1 to 4, characterized in that said at least two vibration sensors (32, 34) are located in different areas (R1, R2) of the aircraft.

6. Method according to one of claims 1 to 4, characterized in that said at least two vibration sensors are located in the same area of the aircraft.

7. The method of claim 6, characterized in that said at least two vibration sensors are locally located at the same location in the area and measure the vibrations along the same axis.

8. Method according to one of claims 1 to 7, characterized in that at least one area of the aircraft is a motor of the aircraft.

9. The method of claim 5, characterized in that the different areas of the aircraft are two engines (R1, R2) of the aircraft symmetrical with respect to each other.

10. The method of claim 8 or 9, characterized in that it comprises obtaining the rotational speed of at least one of the rotors of the engine or engines of the aircraft for the purpose of using this speed for the comparison of vibration information.

11. Method according to one of claims 1 to 10, characterized in that the method comprises the application of a transfer function correcting the vibration information provided by the sensors.

12. Method according to one of claims 1 to 11, characterized in that in case of determination of a failure the method comprises the development of a maintenance message (S8) informing of the failure and / or the displaying (S9) information relating to this failure on the cockpit display system.

System (10) for increasing the reliability of vibration information provided by sensors on the vibrations experienced by an aircraft, characterized in that the system comprises: - at least two vibration sensors (16, 18) implanted in the least one zone of an aircraft that is capable of vibrating during flight of the aircraft, said at least two sensors each providing vibration information; means (12) for comparing the respective vibration information from said at least two two vibration sensors; - determining means (12) which are able to determine, depending on the result of the comparison, a possible failure in the processing chain associated with one of said at least two vibration sensors, the chain processing from the sensor to a cockpit display system.

14. Aircraft, characterized in that it comprises a system (10) according to claim 13.