EP2671061A1 - Dispositif de surveillance de l'integrite et de la sante d'une structure mecanique et procede de fonctionnement d'un tel dispositif - Google Patents

Dispositif de surveillance de l'integrite et de la sante d'une structure mecanique et procede de fonctionnement d'un tel dispositif

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Publication number
EP2671061A1
EP2671061A1 EP12707825.1A EP12707825A EP2671061A1 EP 2671061 A1 EP2671061 A1 EP 2671061A1 EP 12707825 A EP12707825 A EP 12707825A EP 2671061 A1 EP2671061 A1 EP 2671061A1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
energy
aircraft
control unit
sensors
data
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Withdrawn
Application number
EP12707825.1A
Other languages
German (de)
English (en)
Inventor
Bruno Foucher
Vincent Rouet
Rémy Reynet
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Airbus SAS
Airbus Helicopters SAS
Original Assignee
Eurocopter France SA
Eurocopter SA
European Aeronautic Defence and Space Company EADS France
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Eurocopter France SA, Eurocopter SA, European Aeronautic Defence and Space Company EADS France filed Critical Eurocopter France SA
Publication of EP2671061A1 publication Critical patent/EP2671061A1/fr
Withdrawn legal-status Critical Current

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Classifications

    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING OR CALCULATING; COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F15/00—Digital computers in general; Data processing equipment in general
    • G06F15/02—Digital computers in general; Data processing equipment in general manually operated with input through keyboard and computation using a built-in program, e.g. pocket calculators
    • G06F15/025—Digital computers in general; Data processing equipment in general manually operated with input through keyboard and computation using a built-in program, e.g. pocket calculators adapted to a specific application
    • G06F15/0275—Digital computers in general; Data processing equipment in general manually operated with input through keyboard and computation using a built-in program, e.g. pocket calculators adapted to a specific application for measuring
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01M—TESTING STATIC OR DYNAMIC BALANCE OF MACHINES OR STRUCTURES; TESTING OF STRUCTURES OR APPARATUS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • G01M5/00—Investigating the elasticity of structures, e.g. deflection of bridges or air-craft wings
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01N—INVESTIGATING OR ANALYSING MATERIALS BY DETERMINING THEIR CHEMICAL OR PHYSICAL PROPERTIES
    • G01N37/00—Details not covered by any other group of this subclass
    • G—PHYSICS
    • G07—CHECKING-DEVICES
    • G07C—TIME OR ATTENDANCE REGISTERS; REGISTERING OR INDICATING THE WORKING OF MACHINES; GENERATING RANDOM NUMBERS; VOTING OR LOTTERY APPARATUS; ARRANGEMENTS, SYSTEMS OR APPARATUS FOR CHECKING NOT PROVIDED FOR ELSEWHERE
    • G07C5/00—Registering or indicating the working of vehicles
    • G07C5/008—Registering or indicating the working of vehicles communicating information to a remotely located station
    • G—PHYSICS
    • G07—CHECKING-DEVICES
    • G07C—TIME OR ATTENDANCE REGISTERS; REGISTERING OR INDICATING THE WORKING OF MACHINES; GENERATING RANDOM NUMBERS; VOTING OR LOTTERY APPARATUS; ARRANGEMENTS, SYSTEMS OR APPARATUS FOR CHECKING NOT PROVIDED FOR ELSEWHERE
    • G07C5/00—Registering or indicating the working of vehicles
    • G07C5/08—Registering or indicating performance data other than driving, working, idle, or waiting time, with or without registering driving, working, idle or waiting time
    • G07C5/0841—Registering performance data
    • G07C5/085—Registering performance data using electronic data carriers

Definitions

  • the present invention relates to a device for monitoring the integrity and health of a mechanical structure and a method of operating such a device. It applies in particular to the monitoring of the integrity and mechanical health of the various elements or parts made of composite materials constituting an aeronautical structure.
  • the skilled person uses certain software applications that explore the conditions of the structure of the aircraft when the latter is on the ground and / or which control the integrity and mechanical health of the parts or components of the aircraft. said structure, when, for example, said parts or said elements have been repaired during maintenance or servicing of the aircraft.
  • These software applications are able to collect data received from a set of sensors. These sensors are distributed over the entire structure of the aircraft and wired in networks so as to be able to monitor the critical parts of the composite materials during maintenance or following emergency conditions experienced by the aircraft during a phase of flight.
  • the present invention aims to remedy all or part of the disadvantages of the techniques described above.
  • the invention proposes a device for monitoring the integrity and health of a mechanical structure, as well as a method of operating such a device.
  • the device according to the invention is adapted to be integrated into any type of part or element of the aircraft structure.
  • This integration of the device according to the invention is effected either by bonding to the surface of the workpiece or the element of the aircraft, or directly by insertion into the penultimate composite layer of said workpiece or said element.
  • said device has a shape virtually identical to that of a bank card, with a thickness of the order of a few millimeters, to facilitate its integration.
  • the device according to the invention comprises wireless means, allowing it on the one hand, to transmit data to a man / machine interface or reader used by an operator, and on the other hand, to avoid setting up or replacing wiring for the sensors placed on the aircraft structure.
  • the device according to the invention is not linked to a specific type of sensor.
  • the invention provides a modular monitoring device, configured to provide a standardized interface, where any type of sensor can be connected according to the applications desired by the operator.
  • the device according to the invention comprises a computer or control unit provided with a sufficient processing power to process all the data necessary for monitoring the part or the element. of the aircraft. This, so that the operator can perform analyzes via the man / machine interface placed near the device according to the invention associated with a part or an element of the aircraft, and according to different dynamically configurable parameters.
  • the invention no longer requires, as in the state of the art, a support for operating software applications in order to collect and process the data of the sensors.
  • the device according to the invention also comprises means capable of interfacing automatically with one or more energy recovery systems. These energy recovery systems are able to electrically power the device according to the invention.
  • the device according to the invention comprises means capable of operating and efficiently managing the electrical energy received and / or accumulated. The device according to the invention is therefore able to ensure its own operating autonomy during the entire lifecycle of the aircraft.
  • Figure 1 illustrates a schematic representation of the device according to one embodiment of the invention
  • FIG. 2 shows an architecture of the different elements constituting the device according to one embodiment of the invention
  • Figure 3 is a block diagram of the device according to one embodiment of the invention.
  • Figure 4 shows an example of use of the device according to one embodiment of the invention
  • FIG. 5 shows an example of curves drawn from recovered data for various sensors associated with the device according to one embodiment of the invention
  • FIG. 1 shows a control unit 100 connected to a sensor assembly 1 10 and a wireless transmission / reception means 120.
  • the control unit 100, the transmission / reception means 120 and the set of sensors 1 10 are supplied with electrical energy by a battery 130 that can be recharged.
  • the accumulator 130 is a Li-ion type battery.
  • This accumulator 130 is capable of being recharged electrically by an integrated electromagnetic coupling means 120 or by a third energy recovery module 140 in order to convert it into electrical energy.
  • This energy recovery module 140 is a nanoscale electrical generator. Indeed, this generator 140 is able to convert into electrical energy a mechanical type energy such as, vibrations, a fluid flow, a biological movement, or a solar-type energy, or an electromagnetic-type energy, or a heat type energy.
  • the control unit 100, the means 120 transmission / reception, and the accumulator 130 are adapted to be housed in a housing whose dimensions are equivalent to that of a credit card.
  • the housing has a length of 85 mm, a width of 55 mm, and a thickness of a few millimeters. These dimensions allow, in a preferred embodiment, an integration of the device according to the invention in the second to last layer of composite material of a workpiece 400 or a component constituting the structure of an aircraft, as shown in FIG. 4. Alternatively, the device is able to stick to the surface of said part or said element.
  • FIG. 2 shows a detailed view of the various elements constituting the device according to the invention.
  • the control unit 100 comprises a microprocessor 101, a program memory 102 and a data memory 103 interconnected via a set of communication buses 104.
  • the microprocessor 101, the program memory 102 the data memory 103 and the communication buses are integrated in a microcontroller 105.
  • the control unit 100 comprises an input / output interface 106 provided with an analog digital converter 107, allowing the connection and the transfer of the data. data between the microcontroller 105 and the set of sensors 1 10 via a set of communication buses.
  • the set of sensors 1 10 includes, non-exhaustively, a temperature sensor 1 1 1, a humidity sensor 1 12, a pressure sensor 1 13, an accelerometer 1 14, a sensor 1 15 deformations, and a sensor 1 16 ultrasound. These sensors 1 10 have the particularity of not consuming each much electrical energy.
  • the control unit 100 is bidirectionally connected to the transmission / reception means 120.
  • This transmission / reception means 120 comprises a set of material layers which are, respectively, a radio layer 121, an analog base band layer 122. , a digital baseband layer 123, a link controller (not shown) and a link manager (not shown).
  • the radio layer 121 is connected to a radio frequency antenna 124 for transmitting and receiving data. In one embodiment of the invention, the frequencies used to transmit or receive data from the antenna are either 13.56 MHz or 900 MHz.
  • the control unit 100 also includes a nonvolatile data memory 108 with which it communicates bidirectionally.
  • the control unit 100 is, as indicated above, powered by the battery 130.
  • this control unit 100 is intended to be irreversibly bonded to the surface or integrated in the penultimate layer of composite material of a part or an element of the aircraft, the invention provides for recharging the battery 130, the establishment in the control unit 100 of a 131 electromagnetic energy recovery module.
  • a charge control module 132 When receiving or transmitting data by means of antenna 124, surrounding electromagnetic waves are absorbed to be converted into electrical energy. This electrical energy recovered from the electromagnetic waves is then stored by the battery 130 via a charge control module 132. Subsequently, this module 132 will be called charger.
  • the invention provides for the presence of a mechanical energy recovery module 140, more particularly for converting the vibratory or seismic energy, in order to transform it into electrical energy.
  • This module 140 is intended to supply all of the sensors 1 10 connected to the control unit 100.
  • the advantage of setting up a vibratory energy recovery module 140 is to be able to supply the sensor related to the vibrations. and the thermal sensor when the aircraft is in operation. In the description, it is meant that the aircraft is in operation, the fact that at least one of the engines of the aircraft is running. So, when at least one motor the aircraft is running, the structure of the latter undergoes more or less significant vibrations, but sufficient to power the module 140.
  • FIG. 3 is a schematic representation of the different interactions between each functional block of the device according to one embodiment of the invention.
  • the microcontroller 105 is able to communicate according to a master-slave scheme via a set of links 200 SPI (Serial Peripheral Interface) with the various digital and analog sensors 10, the data memory 108 and the transmission means 120.
  • the transmission means is an RFID chip (Radio Frequency, Identification).
  • the different digital sensors communicate with the control unit 100 by means of a bus l 2 C (Inter Integrated Circuit).
  • the actions carried out by the microcontroller 105 are ordered by the microprocessor 101.
  • the microprocessor 101 generates, in response to the instruction codes stored in the program memory 102, commands for the various components of the control unit 100 of the device according to the invention.
  • the power management of the control unit 100 and these elements 1 10, 108 is assigned to a module 250.
  • This module 250 is able to receive electrical energy that is either from the battery 130, and / or is derived from the super capacity previously supplied by the vibration energy recovery module 140, and / or comes directly from the electromagnetic energy recovery module 131.
  • the module 250 is able to electrically power the microcontroller 105, the data memory 108 and the sensors 1 10.
  • the transmission / reception means 120 is a passive element requiring no energy source other than that provided by a human interface. / machine (not shown) at the time of data recovery. At the time of the data recovery by an operator, the surrounding electromagnetic waves are converted into electrical energy by the module 131 and then directed to the charger 132 of the battery 130.
  • Two current control modules 251, 252 are respectively placed upstream of the battery. charger 132, and downstream of the battery 130, so that the power management module 250 determines the current from the electromagnetic energy recovery module 131, but also the current supplied or stored by the battery 130.
  • the invention is not limited to only vibratory and electromagnetic energy recuperators. Indeed, other types of energy recuperator can be connected to the device of the invention depending on the application area, to ensure monitoring of the structure of the aircraft.
  • FIG. 5 shows an example of curves established from data recovered for various sensors associated with the device according to one embodiment of the invention.
  • three curves 510, 520, 530 are distinguished, of which a first curve 510 relating to the deformation sensor 15, a second curve 520 relating to the temperature sensor 11, and a third curve 530 relating to the sensor 12 humidity.
  • These curves 510, 520, 530 make it possible to visualize which data will be recorded according to the different flight phases of the aircraft.
  • the control unit 100 considers three phases of flight of the aircraft.
  • a first flight phase 551, 553, 557 of the aircraft corresponds to the fact that the aircraft is on the ground.
  • a second phase 552, 554, 556 of the aircraft corresponds to the fact that the aircraft performs a so-called normal flight.
  • a third phase 555 corresponds to the fact that the aircraft undergoes an emergency during its flight.
  • the aircraft undergoes an emergency during its flight when the signal, received by the control unit 100 from the sensor 1 1 1, 1 12, 1 13, 1 14, 1 15, 1 16, is greater than or equal to the recording threshold 542 and a few seconds preceding and succeeding this period.
  • the aircraft is in a flight phase considered here as normal.
  • the sensor 1 15 notes throughout this flight phase of the data and the control unit 100 verifies that these data are strictly between the threshold 541 monitoring and the threshold 542 recording. Since there is nothing to report, the control unit 100 does not record the data.
  • the aircraft is on the ground again, the sensor 1 15 goes to sleep.
  • the aircraft is in a flight phase considered normal.
  • the sensor 1 15 notes throughout this flight phase of the data, the control unit 100 verifies that these data are strictly between the threshold 541 monitoring and the threshold 542 recording. Since there is nothing to report the control unit 100 does not record the data.
  • the aircraft undergoes significant stress during its flight.
  • the sensor 1 15 notes throughout this flight phase of the data, the control unit 100 verifies that these data are strictly between the threshold 541 monitoring and the threshold 542 recording. Since the signal received by the control unit 100 is greater than the recording threshold 542, then the control unit 100 proceeds to record the data.
  • the data relating to the temperature curve 520 and the hygrometry curve 530 are also recorded.
  • the data of the various sensors will also be recorded. These records will allow the operator to determine the source (s) of the problem that caused this emergency during the flight.
  • the aircraft is in a flight phase considered normal.
  • the sensor 1 15 notes throughout this flight phase of the data, the control unit 100 verifies that these data are strictly between the threshold 541 monitoring and the threshold 542 recording. Since there is nothing to report the control unit 100 does not record the data.
  • the aircraft is on the ground again, and the sensor goes to sleep.
  • the aircraft is in the maintenance or maintenance phase and an operator equipped with his man / machine interface (not shown) retrieves the data recorded by the device of the invention.
  • the battery 130 of the device of the invention is recharged via the electromagnetic waves emitted by the man-machine interface or the reader.

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Description

DISPOSITIF DE SURVEILLANCE DE L'INTEGRITE ET DE LA SANTE D'UNE STRUCTURE MECANIQUE ET PROCEDE DE FONCTIONNEMENT
D'UN TEL DISPOSITIF
La présente invention concerne un dispositif de surveillance de l'intégrité et de la santé d'une structure mécanique et un procédé de fonctionnement d'un tel dispositif. Elle s'applique en particulier, à la surveillance de l'intégrité et de la santé mécanique des différents éléments ou pièces en matériaux composites constituant une structure aéronautique.
Dans l'état de la technique, la surveillance de l'intégrité et de la santé mécanique des différents éléments et pièces en matériaux composites formant une structure d'aéronef, est actuellement réalisée au moyen d'inspections. Lesdites inspections sont à l'heure actuelle effectuées par un ou plusieurs opérateurs. Ces inspections sont effectuées en général avant et/ou après chaque vol de l'aéronef. Ces inspections représentent un pourcentage de temps cumulé considérable dans le cycle de vie de l'aéronef.
Il existe donc un besoin d'automatisation de ces processus de surveillance pour permettre une économie de temps et d'argent pour chacune des compagnies aériennes.
Toutefois, parvenir à une telle automatisation de ces processus n'est pas possible dans le domaine aéronautique, sans interférence desdits dispositifs de surveillance avec le système de contrôle de l'aéronef, ou de l'autonomie et de la taille du dispositif de surveillance, ainsi que des coûts requis pour mettre en place ou remplacer ces dispositifs.
Ainsi, dans le domaine aéronautique, l'homme du métier utilise certaines applications logicielles qui explorent les conditions de la structure de l'aéronef lorsque ce dernier est au sol et/ou qui contrôlent l'intégrité et la santé mécanique des pièces ou éléments de ladite structure, lorsque, par exemple, lesdites pièces ou lesdits éléments ont été réparés lors d'une maintenance ou d'un entretien de l'aéronef.
Ces applications logicielles sont aptes à collecter des données reçues à partir d'un ensemble de capteurs. Ces capteurs sont répartis sur l'ensemble de la structure de l'aéronef et câblés en réseaux de sorte à pouvoir surveiller les parties critiques des matériaux composites au cours de l'entretien ou suite à des conditions d'urgence subies par l'aéronef pendant une phase de vol.
Cependant, aucune des solutions existantes n'est véritablement universelle, puisque les capteurs et logiciels utilisés diffèrent d'une compagnie aérienne à l'autre et/ou d'un pays à l'autre. Il est alors difficile d'assurer dans ces conditions un suivi efficace d'un historique des contraintes subies, ainsi que l'intégrité et la santé mécanique des différentes pièces et/ou éléments de l'aéronef. Cela, afin de prévenir d'éventuelles casses et/ou usures desdites pièces qui pourraient engendrer des conséquences accidentelles plus ou moins graves pour ces aéronefs.
La présente invention vise à remédier à tout ou partie des inconvénients des techniques exposées précédemment.
Pour cela, l'invention propose un dispositif de surveillance de l'intégrité et de la santé d'une structure mécanique, ainsi qu'un procédé de fonctionnement d'un tel dispositif. Le dispositif selon l'invention est apte à être intégrée à tout type de pièce ou d'élément de la structure de l'aéronef. Cette intégration du dispositif selon l'invention s'effectue soit par collage à la surface de la pièce ou l'élément de l'aéronef, soit directement par insertion dans l'avant dernière couche composite de ladite pièce ou dudit élément. Pour ce faire, ledit dispositif présente une forme pratiquement identique à celle d'une carte bancaire, avec une épaisseur de l'ordre de quelques millimètres, pour faciliter son intégration.
Malgré sa petite taille, le dispositif selon l'invention comporte des moyens sans fil, lui permettant d'une part, de transmettre des données à une interface homme/machine ou lecteur utilisé par un opérateur, et d'autre part, d'éviter la mise en place ou le remplacement de câblages pour les capteurs placés sur la structure de l'aéronef.
En outre, le dispositif selon l'invention n'est pas lié à un type de capteur spécifique. En effet, l'invention propose un dispositif de surveillance modulaire, configuré de sorte à offrir une interface standardisée, où tout type de capteur peut être connecté en fonction des applications souhaitées par l'opérateur.
De plus, le dispositif selon l'invention comporte un calculateur ou unité de contrôle pourvu d'une puissance de traitement suffisante pour traiter toutes les données nécessaires à la surveillance de la pièce ou de l'élément de l'aéronef. Cela, afin que l'opérateur puisse effectuer des analyses via l'interface homme/machine mise à proximité du dispositif selon l'invention associé à une pièce ou un élément de l'aéronef, et en fonction de différents paramètres configurables dynamiquement. Ainsi, l'invention ne nécessite plus, comme dans l'état de la technique, d'un support pour faire fonctionner des applications logicielles afin de recueillir et traiter les données des capteurs.
Le dispositif selon l'invention comporte également des moyens aptes à s'interfacer automatiquement avec un ou plusieurs systèmes de récupération d'énergie. Ces systèmes de récupération d'énergie sont aptes à alimenter électriquement le dispositif selon l'invention. Le dispositif selon l'invention comporte des moyens aptes à exploiter et gérer efficacement l'énergie électrique reçue et/ou accumulée. Le dispositif selon l'invention est donc apte à assurer sa propre autonomie de fonctionnement durant la totalité du cycle de vie de l'aéronef.
L'invention sera comprise à la lecture de la description qui suit et à l'examen des figures qui l'accompagnent. Celles-ci sont présentées à titre indicatif et nullement limitatif de l'invention.
La figure 1 illustre une représentation schématique du dispositif selon un mode de réalisation de l'invention ;
La figure 2 montre une architecture des différents éléments constituant le dispositif selon un mode de réalisation de l'invention ;
La figure 3 est un diagramme fonctionnel du dispositif selon un mode de réalisation de l'invention ;
La figure 4 montre un exemple d'utilisation du dispositif selon un mode de réalisation de l'invention ;
La figure 5 montre un exemple de courbes établies à partir de données récupérées pour différents capteurs associés au dispositif selon un mode de réalisation de l'invention ;
La figure 1 montre une unité de contrôle 100 connectée à un ensemble de capteur 1 10 et un moyen 120 de transmission/réception sans fil. L'unité de contrôle 100, le moyen 120 de transmission/réception et l'ensemble des capteurs 1 10 sont alimentés en énergie électrique par un accumulateur 130 apte à être rechargé. Dans un mode de réalisation préféré l'accumulateur 130 est une batterie de type Li-ion. Cet accumulateur 130 est apte à être rechargé électriquement par un moyen 120 de couplage électromagnétique intégré ou par un module 140 de récupération d'énergie tierce afin de la convertir en énergie électrique. Ce module 140 de récupération d'énergie est un générateur électrique à échelle nanométrique. En effet, ce générateur 140 est apte à convertir en énergie électrique une énergie de type mécanique tel que, des vibrations, un écoulement de fluide, un mouvement biologique, ou une énergie de type solaire, ou une énergie de type électromagnétique, ou encore une énergie de type calorifique.
L'unité de contrôle 100, le moyen 120 de transmission/réception, et l'accumulateur 130 sont aptes à se loger dans un boîtier dont les dimensions sont équivalentes à celle d'une carte de crédit. Dans un mode de réalisation le boîtier présente une longueur de 85 mm, une largeur de 55 mm, et une épaisseur de quelques millimètres. Ces dimensions permettent dans un mode de réalisation préféré une intégration du dispositif selon l'invention dans l'avant dernière couche de matériau composite d'une pièce 400 ou d'un élément constituant la structure d'un aéronef comme le montre la figure 4. En variante, le dispositif est apte à se coller à la surface de ladite pièce ou du dit élément.
La figure 2 montre une vue détaillée des différents éléments constituant le dispositif selon l'invention. En effet, l'unité de contrôle 100 comporte un microprocesseur 101 , une mémoire programme 102 et une mémoire de donnée 103 interconnecté entre eux via un ensemble de bus de communication 104. Dans un mode de réalisation de l'invention, le microprocesseur 101 , la mémoire programme 102 la mémoire de données 103 et les bus de communication sont intégrés dans un microcontrôleur 105. L'unité de contrôle 100 comporte une interface 106 entrée/sortie muni d'un convertisseur analogique numérique 107, permettant la connection et le transfert des données entre le microcontrôleur 105 et l'ensemble des capteurs 1 10 via un ensemble de bus de communication. L'ensemble des capteurs 1 10 comporte, de manière non exhaustive, un capteur 1 1 1 de température, un capteur 1 12 d'humidité, un capteur 1 13 de pression, un accéléromètre 1 14, un capteur 1 15 de déformations, et un capteur 1 16 d'ultrason. Ces capteurs 1 10 ont pour particularité de ne pas consommer chacun beaucoup d'énergie électrique. L'unité de contrôle 100 est connectée de manière bidirectionnelle avec le moyen de transmission/réception 120. Ce moyen de transmission/réception 120 comporte un ensemble de couches matérielles qui sont respectivement, une couche 121 radio, une couche 122 de bande de base analogique, une couche 123 de bande de base numérique, un contrôleur de liaison (non représenté) et un gestionnaire de liaison (non représenté). La couche 121 radio est connectée à une antenne 124 radio fréquence afin d'émettre et recevoir des données. Dans un mode de réalisation de l'invention, les fréquences utilisées pour émettre ou recevoir des données à partir de l'antenne sont soit de 13.56 MHz ou soit 900 MHz.
L'unité de contrôle 100 comporte également une mémoire de données 108 non volatiles avec laquelle il communique de manière bidirectionnelle.
L'unité de contrôle 100 est, comme indiqué précédemment, alimentée par la batterie 130. Toutefois, comme cette unité de contrôle 100 est destinée à se retrouver irréversiblement collé à la surface ou intégré dans l'avant dernière couche en matériau composite d'une pièce ou d'un élément de l'aéronef, l'invention prévoit pour recharger la batterie 130, la mise en place dans l'unité de contrôle 100 d'un module 131 de récupération d'énergie électromagnétique. Ainsi, lors de la réception ou de l'émission de données au moyen de l'antenne 124, des ondes électromagnétiques environnantes sont absorbées pour être convertie en énergie électrique. Cette énergie électrique récupérée à partir des ondes électromagnétiques est alors emmagasiné par la batterie 130 via un module 132 de contrôle de charge. Par la suite, ce module 132 sera dénommé chargeur.
Pour ne pas décharger rapidement la batterie 130, l'invention prévoit la présence d'un module 140 de récupération d'énergie mécanique, plus particulièrement permettant de convertir l'énergie vibratoire ou sismique, afin de la transformer en énergie électrique. Ce module 140 est destiné à alimenter l'ensemble des capteurs 1 10 connectés à l'unité de contrôle 100. L'intérêt de la mise en place d'un module 140 récupérateur d'énergie vibratoire est de pouvoir alimenter le capteur lié aux vibrations et le capteur thermique lorsque l'aéronef est en fonctionnement. Dans la description, on entend par le fait que l'aéronef soit en fonctionnement, le fait qu'au moins un des moteurs de l'aéronef soit en marche. Ainsi, lorsqu'au moins un moteur de l'aéronef est en marche, la structure de ce dernier subit des vibrations plus ou moins importantes, mais suffisantes pour alimenter le module 140.
La figure 3 est une représentation schématique des différentes interactions entre chaque bloc fonctionnel du dispositif selon un mode de réalisation de l'invention. Sur cette figure 3, on note que le microcontrôleur 105 est apte à communiquer selon un schéma maître-esclave via un ensemble de liaison 200 SPI (Sériai Peripheral Interface) avec les différents capteurs 1 10 numériques et analogiques, la mémoire de données 108 et le moyen de transmission 120. Dans le mode de réalisation de la figure 3, le moyen de transmission est une puce RFID (Radio Frequency, Identification).
Dans une variante, les différents capteurs numériques communiquent avec l'unité de contrôle 100 au moyen d'un bus l2C (Inter Integrated Circuit).
Les actions menées par le microcontrôleur 105, sont ordonnées par le microprocesseur 101 . Le microprocesseur 101 produit, en réponse aux codes instructions enregistrés dans la mémoire programme 102 des ordres destinés aux différents organes de l'unité de contrôle 100 du dispositif selon l'invention.
La gestion de l'alimentation de l'unité de contrôle 100 et de ces organes 1 10, 108 est attribuée à un module 250. Ce module 250 est apte à recevoir de l'énergie électrique qui est soit issue de la batterie 130, et/ou soit issue de la super-capacité préalablement alimentée par le module 140 de récupération d'énergie vibratoire, et/ou soit issue directement du module 131 de récupération d'énergie électromagnétique. Le module 250 est apte à alimenter électriquement le microcontrôleur 105, la mémoire de données 108 et les capteurs 1 10. Le moyen 120 de transmission/réception est un élément passif ne nécessitant aucune source d'énergie en dehors de celle fournie par une interfaces homme/machine (non représentée) au moment de la récupération des données. Au moment de la récupération des données par un opérateur, les ondes électromagnétiques environnantes sont converties en énergie électrique par le module 131 puis aiguillées vers le chargeur 132 de la batterie 130. Deux modules 251 , 252 de contrôle du courant sont placés respectivement en amont du chargeur 132, et en aval de la batterie 130, afin que le module 250 de gestion de l'alimentation, détermine le courant issu du module 131 de récupération d'énergie électromagnétique, mais aussi le courant fourni ou emmagasiné par la batterie 130. L'invention ne se limite pas aux seuls récupérateurs d'énergie vibratoire et électromagnétique. En effet, d'autres types de récupérateur d'énergie peuvent être connectés au dispositif de l'invention en fonction du domaine d'application, afin d'assurer une surveillance de la structure de l'aéronef.
La figure 5 montre un exemple de courbes établies à partir de données récupérées pour différents capteurs associés au dispositif selon un mode de réalisation de l'invention.
Sur la figure 5, on distingue trois courbes 510, 520, 530 dont une première courbe 510 relative au capteur 1 15 de déformation, une deuxième courbe 520 relative au capteur 1 1 1 de température, et une troisième courbe 530 relative au capteur 1 12 d'hygrométrie. Ces courbes 510, 520, 530 permettent de visualiser quelles sont les données qui vont être enregistrées en fonction des différentes phases de vol de l'aéronef. L'unité de contrôle 100 considère trois phases de vol de l'aéronef. Une première phase 551 , 553, 557 de vol de l'aéronef correspond au fait que l'aéronef est au sol. Une deuxième phase 552, 554, 556 de l'aéronef correspond au fait que l'aéronef effectue un vol dit normal. Dans l'invention, on considère que l'aéronef effectue un vol normal, lorsque le signal reçu par l'unité de contrôle 100 à partir du capteur 1 1 1 , 1 12, 1 13, 1 14, 1 15, 1 16, est compris entre un seuil 541 de surveillance et un seuil 552 d'enregistrement préalablement déterminés. Une troisième phase 555 correspond au fait que l'aéronef subit une situation d'urgence durant son vol. Dans l'invention, on considère que l'aéronef subit une situation d'urgence durant son vol lorsque le signal, reçu par l'unité de contrôle 100 à partir du capteur 1 1 1 , 1 12, 1 13, 1 14, 1 15, 1 16, est supérieur ou égale au seuil d'enregistrement 542 ainsi que quelques secondes précédant et succédant cette période.
Ainsi, on comprend de la courbe 510 que durant une étape 551 , l'aéronef se trouve au sol, le capteur 1 15 se met en veille.
A une étape 552, l'aéronef est dans une phase de vol considéré ici comme normale. Le capteur 1 15 relève tout au long de cette phase de vol des données et l'unité de contrôle 100 vérifie que ces données sont comprises strictement entre le seuil 541 de surveillance et le seuil 542 d'enregistrement. Comme il n'y a rien à signaler, l'unité de contrôle 100 n'enregistre pas les données. A une étape 553, l'aéronef est de nouveau au sol, le capteur 1 15 se met en veille.
A une étape 554, l'aéronef est dans une phase de vol considéré comme normale. Le capteur 1 15 relève tout au long de cette phase de vol des données, l'unité de contrôle 100 vérifie que ces données sont comprises strictement entre le seuil 541 de surveillance et le seuil 542 d'enregistrement. Comme il n'y a rien à signaler l'unité de contrôle 100 n'enregistre pas les données.
A une étape 555, l'aéronef subit un stress important durant son vol. Le capteur 1 15 relève tout au long de cette phase de vol des données, l'unité de contrôle 100 vérifie que ces données sont comprises strictement entre le seuil 541 de surveillance et le seuil 542 d'enregistrement. Comme le signal reçu par l'unité de contrôle 100 est supérieur au seuil d'enregistrement 542, alors l'unité de contrôle 100 procède à l'enregistrement des données. Durant cette même phase de vol, les données relatives à la courbe 520 de température et la courbe 530 d'hygrométrie sont également enregistrées. Pendant une courte période de quelques secondes précédent et succédant le stress important, les données des différents capteurs seront également enregistrées. Ces enregistrements permettront à l'opérateur de déterminer la ou les source(s) du problème qui a engendré cette situation d'urgence durant le vol.
A une étape 556, l'aéronef est dans une phase de vol considéré comme normale. Le capteur 1 15 relève tout au long de cette phase de vol des données, l'unité de contrôle 100 vérifie que ces données sont comprises strictement entre le seuil 541 de surveillance et le seuil 542 d'enregistrement. Comme il n'y a rien à signaler l'unité de contrôle 100 n'enregistre pas les données.
A une étape 557, l'aéronef est de nouveau au sol, et le capteur se met en veille.
A une étape 558, l'aéronef se trouve en phase de maintenance ou d'entretien et un opérateur muni de son interface homme/machine (non représentée) vient récupérer les données enregistrées par le dispositif de l'invention. Durant cette phase, la batterie 130 du dispositif de l'invention est rechargée via les ondes électromagnétiques émises par l'interface homme machine ou le lecteur.

Claims

REVENDICATIONS
1 - Dispositif de surveillance de l'intégrité et de la santé d'une structure mécanique tel qu'un aéronef comportant
- une unité de contrôle 100 apte à récupérer des données à partir d'un ensemble de capteurs 1 10 numériques et/ou analogiques,
- un moyen 120 de transmission radiofréquence permettant à l'unité de contrôle 100 de transmettre les données reçus à partir des capteurs à une interface homme/machine,
- un accumulateur 130 d'énergie électrique destiné à alimenter ledit dispositif, ledit accumulateur 130 étant apte à être rechargé,
caractérisé en ce qu'il comporte,
- un module 131 de récupération d'énergie électromagnétique apte à convertir l'énergie récupérée en énergie électrique, afin de recharger ledit accumulateur et/ou alimenter directement ledit dispositif.
2 - Dispositif selon la revendication 1 , caractérisé en ce qu'il comporte un module 140 de récupération d'énergie tierce, configuré de sorte à alimenter ledit dispositif et assurer son autonomie énergétique.
3 - Dispositif selon la revendication 2, caractérisé en ce que le module 140 de récupération d'énergie tierce est apte à convertir en énergie électrique une énergie mécanique, et/ou une énergie solaire, et/ou une énergie calorifique.
4 - Dispositif selon l'une des revendications précédentes, caractérisé en ce que le moyen 120 de transmission est une puce RFID.
5 - Dispositif selon l'une des revendications précédentes, caractérisé en ce que l'ensemble des capteurs comporte un capteur 1 1 1 de température, et/ou un capteur 1 12 d'humidité, et/ou un capteur 1 13 de pression, et/ou un accéléromètre 1 14, et/ou un capteur 1 15 de déformations, et/ou un capteur 1 16 d'ultrason.
6 - Dispositif selon l'une des revendications précédentes, caractérisé en ce que l'unité de contrôle 100, le moyen 120 de transmission/réception, et l'accumulateur 130 sont aptes à se loger dans un boîtier dont les dimensions sont équivalentes à celle d'une carte de crédit. 7 - Dispositif selon la revendication 6, caractérisé en ce que le boîtier présente une longueur d'environ 85 mm, une largeur d'environ 55 mm et une épaisseur de quelques millimètres.
8 - Dispositif selon l'une des revendications 6 à 7, caractérisé en ce que le boîtier est apte à s'intégrer dans une avant dernière couche en matériau composite d'une pièce 400 de la structure d'un aéronef.
9 - Dispositif selon l'une des revendications 6 à 7, caractérisé en ce que le boîtier est apte à se coller à la surface d'une pièce 400 de la structure de l'aéronef.
10 - Procédé de fonctionnement d'un dispositif de surveillance d'une structure selon l'une quelconque des revendications précédentes, comportant les étapes suivantes :
- récupération d'énergie tierce, tel qu'une énergie mécanique, pour alimenter en énergie électrique ledit dispositif,
- détection des signaux issus des différents capteurs 1 1 1 , 1 12, 1 13,1 14, 1 15, 1 16, durant le vol de l'aéronef,
- lorsqu'au moins un desdits signaux est supérieur à un seuil 542 d'enregistrement, alors mémorisation des données des signaux durant la période où le signal est supérieur audit seuil 542 ainsi que quelques secondes précédant et succédant cette période.
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