EP4225647A1 - Diagnostic d'un calculateur moteur d'aeronef - Google Patents

Diagnostic d'un calculateur moteur d'aeronef

Info

Publication number
EP4225647A1
EP4225647A1 EP21799084.5A EP21799084A EP4225647A1 EP 4225647 A1 EP4225647 A1 EP 4225647A1 EP 21799084 A EP21799084 A EP 21799084A EP 4225647 A1 EP4225647 A1 EP 4225647A1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
computer
unit
engine
connection
harness
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.)
Pending
Application number
EP21799084.5A
Other languages
German (de)
English (en)
Inventor
Yvan Jean-René BATTUT
Gwenael Thierry ESTEVE
Mathieu Jean Jacques Santin
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.)
Safran Aircraft Engines SAS
Original Assignee
Safran Aircraft Engines SAS
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 Safran Aircraft Engines SAS filed Critical Safran Aircraft Engines SAS
Publication of EP4225647A1 publication Critical patent/EP4225647A1/fr
Pending legal-status Critical Current

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Classifications

    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01R—MEASURING ELECTRIC VARIABLES; MEASURING MAGNETIC VARIABLES
    • G01R31/00—Arrangements for testing electric properties; Arrangements for locating electric faults; Arrangements for electrical testing characterised by what is being tested not provided for elsewhere
    • G01R31/005—Testing of electric installations on transport means
    • G01R31/008—Testing of electric installations on transport means on air- or spacecraft, railway rolling stock or sea-going vessels
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64F—GROUND OR AIRCRAFT-CARRIER-DECK INSTALLATIONS SPECIALLY ADAPTED FOR USE IN CONNECTION WITH AIRCRAFT; DESIGNING, MANUFACTURING, ASSEMBLING, CLEANING, MAINTAINING OR REPAIRING AIRCRAFT, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; HANDLING, TRANSPORTING, TESTING OR INSPECTING AIRCRAFT COMPONENTS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B64F5/00—Designing, manufacturing, assembling, cleaning, maintaining or repairing aircraft, not otherwise provided for; Handling, transporting, testing or inspecting aircraft components, not otherwise provided for
    • B64F5/60—Testing or inspecting aircraft components or systems
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01M—TESTING STATIC OR DYNAMIC BALANCE OF MACHINES OR STRUCTURES; TESTING OF STRUCTURES OR APPARATUS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • G01M15/00—Testing of engines
    • G01M15/14—Testing gas-turbine engines or jet-propulsion engines
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING OR CALCULATING; COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F11/00—Error detection; Error correction; Monitoring
    • G06F11/22—Detection or location of defective computer hardware by testing during standby operation or during idle time, e.g. start-up testing
    • G06F11/26—Functional testing
    • G06F11/273—Tester hardware, i.e. output processing circuits
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01R—MEASURING ELECTRIC VARIABLES; MEASURING MAGNETIC VARIABLES
    • G01R31/00—Arrangements for testing electric properties; Arrangements for locating electric faults; Arrangements for electrical testing characterised by what is being tested not provided for elsewhere
    • G01R31/34—Testing dynamo-electric machines

Definitions

  • the present invention relates to the diagnosis of an aircraft engine computer, and in particular of the main control computer of this engine.
  • the technical background includes in particular documents FRA1 -3 078 791 , US-A1 -6,442,498, EP-A1 -3 614 154 and US-A1 -4,567,756.
  • An aircraft engine such as a turbomachine, is equipped with an engine control computer.
  • This main engine computer also called the DE ⁇ U computer (acronym for the English Digital Engine Control Unit) must be tested during regular maintenance operations to ensure that it is fully functional and does not show any failure. It can be likened to the brain of the engine so its proper functioning is essential to the functioning and operability of the aircraft engine.
  • diagnostics are carried out.
  • the purpose of diagnostics is to test the computer in order to identify potential faults or failures.
  • test bench the computer must be dismantled and removed from the engine then installed on the test bench to carry out the tests of several functions of the computer.
  • a test bench is relatively heavy because it weighs several hundred kilograms and is also fragile. It is therefore not easily transportable and is generally kept in the workshop where the diagnosis is carried out.
  • the test bench has several functions:
  • the failures can come from the computer or from the elements connected to this computer, such as harnesses or equipment.
  • the equipment is for example sensors or actuators.
  • One solution to lighten a diagnostic device would be to limit its functions. For example, a device whose main function would be to detect certain computer failures could be less bulky and lighter than a test bench of the aforementioned type.
  • the problem with such a diagnostic device would remain its electrical connection to the computer and to the elements to be tested. Indeed, to carry out the tests, it would be necessary to connect the device to the computer and to the elements which have numerous and different connectors. It would therefore be necessary to have several different means of connection and to connect and disconnect the connectors according to the tests to be carried out, which would be long and tedious.
  • the device would be equipped with numerous connection ports and would therefore have to be oversized to have, for example, all these ports on one and the same face of the device.
  • the connection means would connect the device to the computer and to the equipment and would be so numerous that they would risk becoming entangled and hampering the maintenance operation.
  • the diagnosis is carried out by connecting a diagnostic tool in the cockpit of the aircraft, one engine of which is equipped with the computer to be tested.
  • the advantage of this approach is that engine removal is not required.
  • this approach has drawbacks in particular because it makes it possible to identify a failure, but not to identify the source of the failure. After identifying a failure, it is therefore necessary to investigate to find the origin of the failure (of the computer or of one of the elements connected to the computer) knowing that the failure could be linked to an operating problem. or communication between two elements. It is therefore necessary to carry out numerous tests to check the various possible failures, some tests requiring the removal and replacement of equipment by another equivalent.
  • Removing equipment is a complex operation because dismantled and tested equipment must be rechecked before being reassembled on the aircraft. Disassembled and tested equipment may in fact be fully functional. The search for faults therefore leads to the dismantling and reassembly of numerous items of equipment, which results in an increased risk of diagnostic errors and in a long and costly maintenance operation.
  • NFF National Framework for Inspection
  • a final approach consists in carrying out manual measurements on engine components attached to the aircraft, but this approach does not allow automatic diagnosis to be carried out.
  • the invention relates to a diagnostic device for an aircraft engine computer, this device comprising:
  • this unit being autonomous and mobile and being configured to carry out:
  • connection means configured to connect the unit to a computer of an aircraft engine, characterized in that the connection means comprise a single connection cable which comprises at one end a first connection to the unit and at an opposite end several second plugs for connection to the computer and/or to elements of the aircraft engine intended to be connected to the unit.
  • an autonomous diagnostic unit a unit configured to carry out tests on its own and to identify faults according to the results of these tests, and therefore to establish a state of health of the computer and/or the elements to which (s) it is connected;
  • this device is for example equipped with at least one electrical supply battery;
  • a mobile unit a unit easily transportable by a user, that is to say whose weight and dimensions mean that the unit can be lifted and moved by the user, from a storage place to the foot of the aircraft for a maintenance operation
  • the invention thus proposes a single cable for connecting the device and the unit to the computer, which simplifies and accelerates the maintenance operation of the computer. There is no longer any risk of using a bad means of connection or a means of connection equipped with bad plugs. Furthermore, the fact of having a single plug on one side of the cable makes it possible to ensure polarization and therefore to avoid inverted cable assembly during connections.
  • the same cable could be connected to the unit when performing both types of tests (continuity/insulation and integrity check). Or a single first cable could be plugged into the unit when performing continuity/insulation testing and a second single cable could be plugged into the same unit when performing integrity verification tests.
  • the cables would then advantageously be keyed mechanically and/or could integrate an internal electrical keying system which would be detected by the unit to carry out one or other of the tests.
  • the device according to the invention may comprise one or more of the following characteristics, considered independently of each other or in combination with each other:
  • the cable comprises a first section with a single branch and a second section with several parallel branches, the branch of the first section being equipped with the first plug at its end opposite the second section, and the branches of the second section being equipped with second plugs at their ends opposite the first section;
  • the first section has a length L1 and the second section has a maximum length L2, L1>k.L2 with k at least equal to 1 and preferably at least equal to 2;
  • At least some of the branches of the second section have different lengths
  • the device further comprises a portable computer system, the unit and this computer system being configured to communicate by wireless link;
  • the second plugs of the cable comprise plugs which are configured to be connected to ports of the computer, and other plugs which are configured to be connected to complementary plugs of harnesses or equipment of the aircraft engine;
  • the unit is configured to measure electrical impedance values, to compare measured values with theoretical values prerecorded in the unit, and to emit a signal according to the results of the comparison;
  • the unit comprises a signal generation module, a signal acquisition module, a data generation module, a data acquisition module, at least one data storage memory, a data processing module , a data communication module, etc. ;
  • the unit is in the form of a suitcase with a closing lid and at least one carrying handle.
  • the present invention also relates to a use of a device according to one of the preceding embodiments for the diagnosis of a computer of an engine which is attached to an aircraft.
  • the engine is a propulsion unit equipped with a nacelle and the computer is located in the nacelle.
  • the computer is a FADEC3 or a DE ⁇ U.
  • the invention relates to a method for diagnosing an aircraft engine computer, by means of a diagnostic device comprising:
  • this unit being autonomous and mobile and configured to carry out automatic tests of continuity and/or electrical insulation of electrical connectors, and to determine a state of health of these connectors according to the results of the tests, and
  • connection means configured to connect the unit to a computer of an aircraft engine, characterized in that the method is carried out when the engine is attached to the aircraft and comprises the steps of:
  • the method therefore makes it possible to check the state of health of the harnesses and of the equipment, such as the actuators and the sensors, connected to the computer. This verification is carried out by testing electrical continuity and electrical insulation of connectors.
  • one strand of an electrical harness bundle is connected at its ends to connectors and must ensure electrical continuity between these connectors.
  • An electrical continuity test between these connectors should make it possible to verify this continuity and therefore that the strand is not interrupted or broken.
  • one strand of this bundle must be electrically isolated from another strand of this bundle.
  • Connectors connected to the ends of these strands must therefore be electrically isolated from each other.
  • An electrical insulation test between these connectors should make it possible to check this insulation and therefore the absence of a short circuit between the strands.
  • the method according to the invention may comprise one or more of the following characteristics and/or steps, considered independently of each other or in combination with each other:
  • the equipment includes actuators and/or sensors
  • each of the tests consists of measuring an impedance value, comparing this measured value with a theoretical value pre-recorded in the unit, and emitting a signal according to the results of the comparison;
  • connection means to a single port on the unit and to the harness and equipment plugs, these connection means comprising a ground connection connected to a metal casing of the motor;
  • connection means comprise a single connection cable which comprises at one end a first plug for connection to the unit and at an opposite end several second plugs for connection to the harness and to the equipment.
  • the invention relates to a method for diagnosing an aircraft engine computer, by means of a diagnostic device comprising:
  • this unit being autonomous and mobile and configured to carry out automatic tests to verify the internal electrical integrity of a computer without simulating the flight conditions of the engine to which the computer is connected,
  • connection means configured to connect the unit to a computer of an aircraft engine, characterized in that the method is carried out when the engine is attached to the aircraft and comprises the steps of:
  • connection of the connection means to the unit on the one hand and to the computer on the other hand, and - analyze the internal electrical integrity of the computer by carrying out automatic tests including:
  • the principle is not to read the self-test faults or to read the faults reported during operation but to specifically excite the computer in order to compare its operation with a model. If its functioning deviates from the model then it is declared non-functional.
  • the unit will make it possible to carry out internal checks in the computer by proceeding to the excitation of the inputs and outputs of the computer by passing adjustment parameters into the internal memories of the computer, and internal measurement which will check the responses according to the excitations.
  • the unit will then check that the returns comply with the expected or the expected.
  • the invention therefore does not electrically simulate all of the sensors and actuators but intervenes directly in the computer to check the integrity of its operation as closely as possible to the computer.
  • This allows the device to be compact and therefore to be mobile in order to be transported as close as possible to an engine and to be able to carry out a maintenance operation directly on the computer of an engine attached to the aircraft.
  • the method according to the invention may comprise one or more of the following characteristics and/or steps, considered independently of each other or in combination with each other:
  • the disconnection step comprises the disconnection of at least a first harness connecting the computer to equipment and a second harness connecting the computer to the engine, said at least one first harness being connected to input ports of the computer and said second harness being connected to at least one output port of the computer;
  • connection step comprises the connection of the connection means to said input ports and to said at least one output port of the computer;
  • the tests include two distinct phases of verification, a first phase of verification of the electrical integrity of the computer via the input ports, and a second phase of verification of the electrical integrity of the computer via said at least one output port ;
  • the first phase includes the transmission of adjustment parameters to the computer via the input ports, and the measurement of signals generated directly in the internal memories of the computer and in software interfacing between the operating system and the assembly computer application software;
  • the second phase comprises the transmission of the adjustment parameters to the computer via said at least one output port, and the measurement of signals generated directly in the internal memories of the computer and in software interfacing between the operating system and the all computer application software;
  • the method comprises, during the tests, a step of transmission by the unit to the computer, through the connection means, of physical quantities intended to inhibit the appearance of a false failure in the memories of the computer;
  • connection means comprise a single connection cable which comprises at one end a first plug for connection to the unit and at an opposite end several second plugs for connection to the computer;
  • RAM Random Access Memory RAM memories
  • NVM Non-Volatile Memory memories which are storage memories for certified engine control software
  • Figure 1 is a schematic perspective view of an aircraft engine equipped with a computer
  • Figure 2 is a very schematic perspective view of an aircraft engine control computer
  • Figure 3 is a schematic perspective view of the engine of Figure 1 and a diagnostic device according to the invention
  • FIG.4 figure 4 is a very schematic view of a cable connecting the diagnostic device to the computer
  • Figure 5 is a very schematic view illustrating a step of a diagnostic method according to the invention.
  • FIG.6 Figure 6 is a very schematic view illustrating another step of a diagnostic method according to the invention.
  • FIG.7 is a very schematic view illustrating another step of a diagnostic method according to the invention.
  • Figure 8 is a very schematic view illustrating another step of a diagnostic method according to the invention.
  • FIG 1 is a schematic perspective view of an engine 10 for an aircraft.
  • it is a turbomachine and more precisely a turbofan engine.
  • This engine 10 is intended to equip an airplane and can be fixed under a wing of the airplane or at the rear of the fuselage of the airplane.
  • engine 10 includes a gas generator that includes at least one compressor, one annular combustion chamber, and at least one turbine.
  • a propeller called fan 12 is located upstream of the gas generator, with reference to the flow of gases in the engine 10, and is surrounded by a casing 14.
  • This casing 14 defines an annular inlet vein of a flow of air which passes through the fan 12 and part of which is intended to flow around the gas generator, and another part is intended to supply the gas generator.
  • This other part of the airflow is compressed in the compressor, mixed with fuel and burned in the combustion chamber, then expanded in the turbine to rotate its rotor as well as the compressor rotor and fan 12.
  • the motor 10 and in particular the casing 14 are intended to be surrounded by a nacelle, not shown, this nacelle defining around the casing 14 an annular space for mounting several members.
  • the computer 16 for regulating the engine 10 which is the main computer of the engine and is comparable to the brain of the engine 10.
  • This computer of the type DE ⁇ U (Digital Engine Control Unit) or FADEC (Full Authority Digital Engine Control), has several functions such as:
  • the computer 16 is connected by electrical harnesses 18 to numerous items of equipment of the engine 10, such as actuators 20 and sensors 22.
  • the actuators 20 are for example actuators for controlling variable-pitch vanes of the compressor, actuators for control of discharge doors, actuators of a thrust reverser, etc.
  • the sensors 22 are for example temperature sensors, pressure sensors, position sensors, etc.
  • a computer 16 has for example a general parallelepiped shape and comprises electrical input ports 16a and electrical output ports 16b. These ports 16a, 16b are connected to the equipment mentioned above by the harnesses 18 which include at their ends connection plugs to the ports 16a, 16b, on the one hand, and to the equipment, on the other hand. As mentioned above, a computer 16 of this type must undergo regular maintenance operations to check its state of health and therefore its correct operation.
  • the present invention relates to a diagnostic device and a method for diagnosing a computer 16, the diagnosis having the advantage of being carried out without prior dismantling of the computer 16 which is therefore intended to remain on the engine 10.
  • FIG. 3 represents a method for diagnosing the computer 16 by means of a diagnostic device 24 in accordance with the invention.
  • This device 24 comprises an electronic diagnostic unit 26, means 28 for connecting unit 26 to computer 16, and optionally a portable computer system 30.
  • the system 30 is for example a computer, a tablet or a telephone of the smartphone type, and is advantageously configured to communicate by wireless link (for example via a WIFI network) with the unit 26.
  • the system 30 may comprise software or an application for controlling the unit 26 with a view to carrying out automatic tests, as well as a screen for displaying the results of these tests.
  • Unit 26 is autonomous and mobile and is configured to perform:
  • the unit 26 is in the form of a suitcase 32 with a closing lid 34 and at least one carrying handle 36, or even wheels 37.
  • the unit 26 notably comprises a signal generation module, a signal acquisition module, a data generation module, a data acquisition module, at least one data storage memory, a data processing module data and a data communication module, etc.
  • the unit 26 is configured to measure electrical impedance values, to compare measured values with theoretical values prerecorded in the unit, and to emit a signal according to the results. of the comparison.
  • connection means comprise a single connection cable 38 which comprises at one end a first plug 38a for connection to the unit 26 and at an opposite end several second plugs 38b for connection to the computer 16 and /or to elements of the engine 10 intended to be connected to the unit 26.
  • the cable 38 comprises a first section 40a with a single branch and a second section 40b with several parallel branches 40b1, 40b2, etc., 40n, the branch of the first section 40a being equipped with the first plug 38a at its end opposite the second section 40b, and the branches 40b1, 40b2, etc., 40n of the second section 40b being equipped with second plugs 38b at their ends opposite the first section 40a.
  • FIG. 4 is a schematic view of the cable 38 and shows the plug 38a for connection to the unit 26, and the plugs 38b for connection to the computer 16 and to the various elements formed by the harnesses 18 and the equipment (actuators 20 and sensors 22 ).
  • the first section 40a has a length L1 and the second section 40b has a maximum length L2.
  • L1 > k.L2 with k at least equal to 1 and preferably at least equal to 2.
  • the length of the first section 40a is greater than that of the second section 40b, as can be seen in FIG. 3
  • at least some of the branches 40b1, 40b2, etc., 40n of the second section 40b have different lengths L2, L2'.
  • One of the functionalities of the device 24 can be the performance of automatic continuity and/or electrical insulation tests of electrical connectors, and the determination of the state of health of these connectors according to the results of the tests.
  • the diagnostic method includes the steps of:
  • connection means 28 to the unit 26 on the one hand and to the harness 22 and/or to the equipment on the other hand
  • each of the tests consists in measuring an impedance value, in comparing this measured value with a theoretical value prerecorded in the unit, and in transmitting a signal according to the results of the comparison.
  • connection means 28 to the single port of the unit 26 and to the plugs of the harness 22 and/or of the equipment (actuators 20 and sensors 22), as shown schematically in FIG. .
  • the tests are performed automatically by automatically switching between the different electrical connectors of the harnesses/sensors/actuators whose continuity is to be tested. This switching is programmed and the measurements made are impedances which must conform to tables of theoretical values programmed according to what is tested.
  • the unit tests all the connectors that normally come from the harnesses/sensors/actuators that plug into the ECU by connecting them to this unit instead.
  • the measurements are then automated, they only take a few seconds per measurement without risk of false manipulation that could distort the measurement as when it is done manually with a multimeter and an aircraft mechanic.
  • the invention therefore makes it possible to overcome false manipulation, increases the reliability of the measurement and also accelerates the process by automating the measurements once the harnesses/sensors/actuators are connected to the unit by the connection means.
  • the measured continuity is actually an impedance which results in voltage, current and/or resistance measurements in the unit.
  • connection means 28 are connected to the single port of the unit 26 and plugs of the harness 22 and / or equipment (actuators 20 and sensors 22 ), these connection means 28 comprising a ground connection 42 connected to a metal casing of the motor, such as the aforementioned casing 14.
  • each insulation test is also carried out as it could be done manually and pin to pin on each of the equipment connectors and/or harnesses connected to the computer, but the invention proposes to do it directly and automatically.
  • the unit then automatically switches between the different electrical connectors of the harnesses/sensors/actuators whose insulation must be tested. This switching is programmed in the unit and the measurements made are impedances which must return to conform to tables of theoretical values programmed according to what is being tested.
  • the unit tests all the connectors which are normally coming from the sensors/actuators and which plug into the ECU by connecting them to this unit instead.
  • the measurements are then automated, they only take a few seconds per measurement without risk of false manipulation that could distort the measurement as when it is done manually with a multimeter and an aircraft mechanic.
  • the invention therefore makes it possible to overcome false manipulation, increases the reliability of the measurement and also accelerates the process by automating the measurements once the harnesses/sensors/actuators are connected to the unit by the connection means.
  • Isolation is the translation of a circuit with a high impedance compared to a pre-established compliance table for each test case.
  • One of the functions of device 24 can be the performance of automatic tests to verify the internal electrical integrity of computer 16 without simulation of the computer.
  • the diagnostic method includes the steps of:
  • the disconnection step comprises the disconnection of at least a first harness connecting the computer to equipment and of a second harness connecting the computer to the engine, said at least one first harness being connected to input ports of the computer and said second harness being connected to at least one output port of the computer.
  • the connection step preferably comprises the connection of the connection means to said input ports and to said at least one output port of the computer.
  • the tests comprise two distinct verification phases, a first phase of verification of the electrical integrity of the computer via the input ports, and a second phase of verification of the electrical integrity of the computer via said at least one output port.
  • the first phase comprises the transmission of the adjustment parameters to the computer 16 via the input ports 16a, and the measurement of signals generated directly in the internal memories of the computer and in software interfacing between the operating system and all the computer application software.
  • the unit injects defined signals via the cable to simulate the physical quantities of the sensors/actuators to be tested and checks that the regulation functions expected according to the simulated inputs comply with those expected.
  • the measurements made in the computer are made internally at the level of the internal feedback of the signals. These tests use the simulation of the external parts connected to the computer but the measurements are carried out internally by internal feedback of the measurements directly at the level of the memory registers and the software interfacing between the operating system and all the computer application software. A real state of correct internal operation (or malfunction) of the computer is thus obtained.
  • false failure inhibition can be caused by the current/voltage/impedance sweep of the physical quantities expected by the computer. This restores the computer to the same state as before the test.
  • the second phase comprises the transmission of adjustment parameters to the computer via said at least one output port, and the measurement of signals generated directly in the internal memories of the computer and in software interfacing between the operating system and all of the computer's application software.
  • the output tests use the same principle as the input tests.
  • the unit injects defined signals via the cable to simulate the physical quantities of the sensors/actuators to be tested and checks that the regulation functions expected according to the simulated outputs comply with those expected.
  • the measurements made in the computer are made internally at the level of the internal feedback of the signals. These tests use the simulation of the external parts connected to the computer but the measurements are carried out internally by internal feedback of the measurements directly at the level of the memory registers and the software interfacing between the operating system and all the computer application software. A real state of correct internal operation (or malfunction) of the computer is thus obtained.
  • false failure inhibition can be caused by the current/voltage/impedance sweep of the physical quantities expected by the computer. This restores the computer to the same state as before the test.

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Abstract

Dispositif (24) et procédé de diagnostic d'un calculateur moteur (16) d'aéronef, ce dispositif comportant une unité électronique de diagnostic (26) qui est autonome et mobile, ainsi que des moyens de raccordement (28) de l'unité à un calculateur d'un moteur d'aéronef, ces moyens de raccordement comprenant avantageusement un unique câble de raccordement (38).

Description

DESCRIPTION
TITRE : DIAGNOSTIC D’UN CALCULATEUR MOTEUR D’AERONEF
Domaine technique de l'invention
La présente invention concerne le diagnostic d’un calculateur moteur d’aéronef, et en particulier du calculateur principal de régulation de ce moteur.
Arrière-plan technique
L’arrière-plan technique comprend notamment les documents FRA1 -3 078 791 , US-A1 -6,442,498, EP-A1 -3 614 154 et US-A1 -4,567,756.
Un moteur d’aéronef, tel qu’une turbomachine, est équipée d’un calculateur de régulation du moteur. Ce calculateur principal du moteur, aussi appelé calculateur DEÇU (acronyme de l’anglais Digital Engine Control Unit) doit être testé lors d’opérations de maintenance régulières pour s’assurer qu’il est entièrement fonctionnel et ne présente pas de défaillance. Il peut être assimilé au cerveau du moteur donc son bon fonctionnement est essentiel au fonctionnement et à l’opérabilité du moteur de l’aéronef.
Lors d’une opération de maintenance d’un calculateur, un diagnostic est réalisé. Le diagnostic a pour but de tester le calculateur de façon à identifier de potentielles pannes ou défaillances.
Dans la technique actuelle, il existe plusieurs approches pour réaliser cette opération de maintenance.
Selon une première approche, le diagnostic est réalisé sur un banc d’essai. En pratique, le calculateur doit être démonté et retiré du moteur puis être installé sur le banc d’essai pour procéder aux tests de plusieurs fonctions du calculateur. Un banc d’essai est relativement lourd car il pèse plusieurs centaines de kilogrammes et est aussi fragile. Il n’est donc pas facilement transportable et est en général conservé en atelier où est réalisé le diagnostic. Le banc d’essai a plusieurs fonctions :
- il reproduit et simule le comportement du moteur et analyse les réactions et réponses du calculateur, afin de valider son bon fonctionnement, - il teste certains comportements du calculateur afin d’identifier des pannes éventuelles,
- etc.
Dans le second cas, les pannes peuvent venir du calculateur ou bien des éléments raccordés à ce calculateur, tels que des harnais ou des équipements. Les équipements sont par exemple des capteurs ou des actionneurs.
Une solution pour alléger un dispositif de diagnostic serait de limiter ses fonctions. Par exemple, un dispositif qui aurait essentiellement pour fonction de détecter certaines pannes du calculateur pourrait être moins encombrant et plus léger qu’un banc d’essai du type précité.
Cependant, le problème d’un tel dispositif de diagnostic resterait son raccordement électrique au calculateur et aux éléments à tester. En effet, pour réaliser les tests, il serait nécessaire de raccorder le dispositif au calculateur et aux éléments qui ont des connectiques nombreuses et différentes. Il serait donc nécessaire d’avoir plusieurs moyens de raccordement différents et de brancher et débrancher les connectiques en fonction des tests à réaliser, ce qui serait long et fastidieux. De plus, le dispositif serait équipé de nombreux ports de raccordement et devraient donc être surdimensionnés pour avoir par exemple tous ces ports sur une seule et même face du dispositif. Les moyens de raccordement connecteraient le dispositif au calculateur et aux équipements et seraient tellement nombreux qu’ils risqueraient de s’entremêler et de gêner l’opération de maintenance.
Selon une seconde approche, le diagnostic est réalisé en connectant un outil de diagnostic dans la cabine de pilotage de l’aéronef dont un moteur est équipé du calculateur à tester. L’avantage de cette approche est que la dépose du moteur n’est pas nécessaire. Cette approche présente toutefois des inconvénients en particulier car elle permet d’identifier une panne, mais pas d’identifier la source de la panne. Après l’identification d’une panne, il est donc nécessaire d’investiguer pour retrouver l’origine de la panne (du calculateur ou de l’un des éléments reliés au calculateur) sachant que la panne pourrait être liée à un problème de fonctionnement ou de communication entre deux éléments. Il est donc nécessaire de réaliser de nombreux tests pour vérifier les différentes pannes possibles, certains tests nécessitant la dépose et le remplacement d’un équipement par un autre équivalent. La dépose d’un équipement est une opération complexe car un équipement démonté et testé doit être recontrôlé avant d’être remonté sur l’aéronef. Il se peut que l’équipement démonté et testé soit en fait tout à fait fonctionnel. La recherche des pannes entraîne donc le démontage et le remontage de nombreux équipements, ce qui se traduit par une augmentation du risque d’erreurs de diagnostic et par une opération de maintenance longue et coûteuse. On appelle NFF (acronyme de l’anglais No Fault Found), le cas où un élément serait démonté du moteur alors qu’il serait en bonne santé. Le taux de NFF doit être le plus faible possible pour réduire la durée et le coût des opérations de maintenance des calculateurs d’aéronef.
Une dernière approche consiste à réaliser des mesures manuelles sur des éléments du moteur accroché à l’aéronef mais cette approche ne permet pas de réaliser un diagnostic automatique.
Il existe donc un besoin de trouver une solution de diagnostic qui soit simple à utiliser et qui n’oblige pas à démonter et retirer des éléments du moteur de façon à ce que les opérations de maintenance d’un calculateur n’entraînent pas une durée importante d’immobilisation au sol de l’aéronef.
Résumé de l'invention
Selon un premier aspect, l’invention concerne un dispositif de diagnostic d’un calculateur moteur d’aéronef, ce dispositif comportant :
- une unité électronique de diagnostic, cette unité étant autonome et mobile et étant configurée pour réaliser :
. des tests automatiques de continuité et/ou d’isolement électrique de connecteurs électriques, et déterminer un état de santé de ces connecteurs en fonction des résultats des tests, et/ou
. des tests automatiques de vérification de l’intégrité électrique interne d’un calculateur sans simulation des conditions de vol du moteur auquel est destiné à être relié le calculateur, et
- des moyens de raccordement configurés pour raccorder l’unité à un calculateur d’un moteur d’aéronef, caractérisé en ce que les moyens de raccordement comprennent un unique câble de raccordement qui comprend à une extrémité une première fiche de raccordement à l’unité et à une extrémité opposée plusieurs secondes fiches de raccordement au calculateur et/ou à des éléments du moteur d’aéronef destinés à être raccordés à l’unité.
Dans la présente demande, on entend par :
- une unité de diagnostic autonome, une unité configurée pour réaliser à elle seule des tests et pour identifier des pannes en fonction des résultats de ces tests, et donc pour faire un état de santé du calculateur et/ou des éléments au(x)quel(s) il est raccordé ; ce dispositif est par exemple équipé d’au moins une batterie d’alimentation électrique ;
- une unité mobile, une unité facilement transportable par un utilisateur, c’est- à-dire dont le poids et les dimensions font que l’unité peut être soulevée et déplacée par l’utilisateur, depuis un lieu de stockage jusqu’au pied de l’aéronef en vue d’une opération de maintenance
L’invention propose ainsi un unique câble de raccordement du dispositif et de l’unité au calculateur, ce qui simplifie et accélère l’opération de maintenance du calculateur. Il n’y a plus de risque d’utiliser un mauvais moyen de raccordement ou un moyen de raccordement équipé de mauvaises fiches. Par ailleurs, le fait d’avoir une seule fiche d’un côté du câble permet d’assurer un détrompage et donc d’éviter une inversion de montage du câble lors des branchements.
Un même câble pourrait être branché à l’unité lorsqu’elle réalise les deux types de tests (continuité/d’isolement et vérification d’intégrité). Ou un premier câble unique pourrait être branché à l’unité lorsqu’elle réalise les tests de continuité/d’isolement et un second câble unique pourrait être branché à la même unité lorsqu’elle réalise les tests de vérification d’intégrité. Les câbles seraient alors avantageusement détrompés mécaniquement et/ou pourraient intégrer un système de détrompage électrique interne qui serait détecté par l’unité pour réaliser l’un ou l’autre des tests.
Le dispositif selon l’invention peut comprendre une ou plusieurs des caractéristiques suivantes, considérées indépendamment les unes des autres ou en combinaison les unes avec les autres :
- le câble comprend un premier tronçon à une branche unique et un second tronçon à plusieurs branches parallèles, la branche du premier tronçon étant équipée de la première fiche à son extrémité opposée au second tronçon, et les branches du second tronçon étant équipées des secondes fiches à leurs extrémités opposées au premier tronçon ;
- le premier tronçon à une longueur L1 et le second tronçon a une longueur maximale L2, L1 > k.L2 avec k au moins égale à 1 et de préférence au moins égal à 2 ;
- au moins certaines des branches du second tronçon ont des longueurs différentes ;
- le dispositif comprend en outre un système informatique portable, l’unité et ce système informatique étant configuré pour communiquer par liaison sans fil ;
- les secondes fiches du câble comprennent des fiches qui sont configurées pour être connectées à des ports du calculateur, et d’autres fiches qui sont configurées pour être connectées à des fiches complémentaires de harnais ou d’équipements du moteur d’aéronef ;
- l’unité est configurée pour mesurer des valeurs d’impédance électrique, pour comparer des valeurs mesurées à des valeurs théoriques préenregistrées dans l’unité, et pour émettre un signal en fonction des résultats de la comparaison ;
- l’unité comprend un module de génération de signaux, un module d’acquisition de signaux, un module de génération de données, un module d’acquisition de données, au moins une mémoire de stockage de données, un module de traitement des données, un module de communication des données, etc. ;
- l’unité se présente sous la forme d’une valise avec un couvercle de fermeture et au moins une poignée de transport.
La présente invention concerne également une utilisation d’un dispositif selon l’un des modes de réalisation précédents pour le diagnostic d’un calculateur d’un moteur qui est accroché à un aéronef.
De préférence, le moteur est un ensemble propulsif équipé d’une nacelle et le calculateur est situé dans la nacelle.
De préférence, le calculateur est un FADEC3 ou un DEÇU. Selon un second aspect, l’invention concerne un procédé de diagnostic d’un calculateur moteur d’aéronef, au moyen d’un dispositif de diagnostic comportant :
- une unité électronique de diagnostic, cette unité étant autonome et mobile et configurée pour réaliser des tests automatiques de continuité et/ou d’isolement électrique de connecteurs électriques, et déterminer un état de santé de ces connecteurs en fonction des résultats des tests, et
- des moyens de raccordement configurés pour raccorder l’unité à un calculateur d’un moteur d’aéronef, caractérisé en ce que le procédé est réalisé lorsque le moteur est accroché à l’aéronef et comprend les étapes de :
- déconnexion d’au moins un harnais reliant le calculateur à des équipements,
- branchement des moyens de raccordement à l’unité d’une part et au harnais et aux équipements d’autre part, à la place dudit au moins un harnais déconnecté, et
- analyser l’état de santé du harnais et des équipements en réalisant des tests automatiques de continuité et/ou d’isolement électrique sur des connecteurs électriques du harnais et des équipements.
Le procédé permet donc de vérifier l’état de santé des harnais et des équipements, tels que les actionneurs et les capteurs, reliés au calculateur. Cette vérification est réalisée par des tests de continuité électrique et d’isolement électrique de connecteurs. Par exemple, un brin d’un faisceau de harnais électrique est relié à ses extrémités à des connecteurs et doit assurer une continuité électrique entre ces connecteurs. Un test de continuité électrique entre ces connecteurs doit permettre de vérifier cette continuité et donc que le brin n’est pas interrompu ou cassé. Par ailleurs, un brin de ce faisceau doit être isolé électriquement d’un autre brin de ce faisceau. Des connecteurs reliés aux extrémités de ces brins doivent donc être isolés électriquement l’un de l’autre. Un test d’isolement électrique entre ces connecteurs doit permettre de vérifier cet isolement et donc l’absence de court- circuit entre les brins. Le procédé selon l’invention peut comprendre une ou plusieurs des caractéristiques et/ou étapes suivantes, considérées indépendamment les unes des autres ou en combinaison les unes avec les autres :
- les équipements comprennent des actionneurs et/ou des capteurs ;
- chacun des tests consiste à mesurer une valeur d’impédance, à comparer cette valeur mesurée à une valeur théorique préenregistrée dans l’unité, et à émettre un signal en fonction des résultats de la comparaison ;
- les tests de continuité sont réalisés en branchant les moyens de raccordement à un port unique de l’unité et à des fiches du harnais et des équipements ;
- les tests d’isolement sont réalisés en branchant les moyens de raccordement à un port unique de l’unité et à des fiches du harnais et des équipements, ces moyens de raccordement comportant une prise de masse reliée à un carter métallique du moteur ;
- les moyens de raccordement comprennent un unique câble de raccordement qui comprend à une extrémité une première fiche de raccordement à l’unité et à une extrémité opposée plusieurs secondes fiches de raccordement au harnais et aux équipements.
Selon un troisième aspect, l’invention concerne un procédé de diagnostic d’un calculateur moteur d’aéronef, au moyen d’un dispositif de diagnostic comportant :
- une unité électronique de diagnostic, cette unité étant autonome et mobile et configurée pour réaliser des tests automatiques de vérification de l’intégrité électrique interne d’un calculateur sans simulation des conditions de vol du moteur auquel est relié le calculateur,
- des moyens de raccordement configurés pour raccorder l’unité à un calculateur d’un moteur d’aéronef, caractérisé en ce que le procédé est réalisé lorsque le moteur est accroché à l’aéronef et comprend les étapes de :
- déconnexion d’au moins un harnais reliant le calculateur à des équipements,
- branchement des moyens de raccordement à l’unité d’une part et au calculateur d’autre part, et - analyser l’intégrité électrique interne du calculateur en réalisant des tests automatiques comportant :
. la transmission par l’unité jusqu’au calculateur, à travers les moyens de raccordement, de paramètres d’ajustement dans des mémoires internes du calculateur,
. la réception par l’unité des réponses du calculateur, à travers les moyens de raccordement, et analyse de ces réponses pour en déduire l’état de santé du calculateur.
Pour diminuer significativement le taux de NFF, il est nécessaire de réaliser un diagnostic du calculateur avant de le déposer, comme c’est le cas actuellement.
Le principe n’est pas de lire les défauts d’autotest ou de lire les défauts remontés pendant le fonctionnement mais d’exciter de façon spécifique le calculateur afin de comparer son fonctionnement à un modèle. Si son fonctionnement s’écarte du modèle alors il est déclaré non fonctionnel.
Pour vérifier la présence de panne dans le calculateur incriminé, l’unité va permettre de faire des vérifications internes au calculateur en procédant à l’excitation des entrées et sorties du calculateur par passage de paramètres d’ajustement dans les mémoires internes du calculateur, et de mesure interne qui vont vérifier les réponses en fonction des excitations.
En fonction des excitations effectuées en interne du calculateur par l’invention, l’unité vérifiera ensuite que les retours sont conformes à l’attendu ou aux attendus.
L’invention ne simule donc pas électriquement l’ensemble des capteurs et actionneurs mais intervient directement dans le calculateur pour vérifier au plus près du calculateur l’intégrité de son fonctionnement. Ceci permet au dispositif d’être peu encombrant et donc d’être mobile pour être transporté au plus près d’un moteur et pour pouvoir réaliser une opération de maintenance directement sur le calculateur d’un moteur accroché à l’aéronef.
Le procédé selon l’invention peut comprendre une ou plusieurs des caractéristiques et/ou étapes suivantes, considérées indépendamment les unes des autres ou en combinaison les unes avec les autres :
- l’étape de déconnexion comprend la déconnexion d’au moins un premier harnais reliant le calculateur à des équipements et d’un second harnais reliant le calculateur au moteur, ledit au moins un premier harnais étant raccordé à des ports d’entrée du calculateur et ledit second harnais étant relié à au moins un port de sortie du calculateur ;
- l’étape de branchement comprend le branchement des moyens de raccordement auxdits ports d’entrée et audit au moins un port de sortie du calculateur ;
- les tests comprennent deux phases distinctes de vérification, une première phase de vérification de l’intégrité électrique du calculateur via les ports d’entrée, et une seconde phase de vérification de l’intégrité électrique du calculateur via ledit au moins un port de sortie ;
- la première phase comprend, la transmission de paramètres d’ajustement au calculateur via les ports d’entrée, et la mesure de signaux générés directement dans les mémoires internes du calculateur et dans un logiciel interfaçant entre le système d’exploitation et l’ensemble des logiciels applicatifs du calculateur ;
- la seconde phase comprend, la transmission des paramètres d’ajustement au calculateur via ledit au moins un port de sortie, et la mesure de signaux générés directement dans les mémoires internes du calculateur et dans un logiciel interfaçant entre le système d’exploitation et l’ensemble des logiciels applicatifs du calculateur ;
- le procédé comprend, pendant les tests, une étape de transmission par l’unité au calculateur, à travers les moyens de raccordement, de grandeurs physiques destinées à inhiber l’apparition d’une fausse panne dans les mémoires du calculateur ;
- les moyens de raccordement comprennent un unique câble de raccordement qui comprend à une extrémité une première fiche de raccordement à l’unité et à une extrémité opposée plusieurs secondes fiches de raccordement au calculateur ;
-- lesdites mémoires du calculateur sont des mémoires RAM Random Access Memory) qui sont des mémoires volatiles de travail du calculateur et ne sont pas des mémoires NVM Non Volatil Memory) qui sont des mémoires de stockage des logiciels certifiés de régulation moteur ; ceci permet de ne pas perturber les mémoires des logiciels OS/AS certifiés de régulation moteur, ce qui risquerait de générer de fausses pannes lors des tests. Brève description des figures
D'autres caractéristiques et avantages de l'invention apparaitront au cours de la lecture de la description détaillée qui va suivre pour la compréhension de laquelle on se reportera aux dessins annexés dans lesquels :
[Fig.1] la figure 1 est une vue schématique en perspective d’un moteur d’aéronef équipé d’un calculateur,
[Fig.2] la figure 2 est une vue très schématique en perspective d’un calculateur de régulation d’un moteur d’aéronef,
[Fig.3] la figure 3 est une vue schématique en perspective du moteur de la figure 1 et d’un dispositif de diagnostic conforme à l’invention,
[Fig.4] la figure 4 est une vue très schématique d’un câble de raccordement du dispositif de diagnostic au calculateur,
[Fig.5] la figure 5 est une vue très schématique illustrant une étape d’un procédé de diagnostic conforme à l’invention,
[Fig.6] la figure 6 est une vue très schématique illustrant une autre étape d’un procédé de diagnostic conforme à l’invention,
[Fig.7] la figure 7 est une vue très schématique illustrant une autre étape d’un procédé de diagnostic conforme à l’invention,
[Fig.8] la figure 8 est une vue très schématique illustrant une autre étape d’un procédé de diagnostic conforme à l’invention.
Description détaillée de l'invention
La figure 1 est une vue schématique en perspective d’un moteur 10 pour un aéronef. Dans l’exemple représenté, il s’agit d’une turbomachine et plus exactement d’un turboréacteur à double flux. Ce moteur 10 est destiné à équiper un avion et peut être fixé sous une aile de l’avion ou à l’arrière du fuselage de l’avion.
Pour l’essentiel, le moteur 10 comprend un générateur de gaz qui comprend au moins un compresseur, une chambre annulaire de combustion et au moins une turbine. Une hélice appelée soufflante 12 est située en amont du générateur de gaz, par référence à l’écoulement des gaz dans le moteur 10, et est entourée par un carter 14. Ce carter 14 définit une veine annulaire d’entrée d’un flux d’air qui traverse la soufflante 12 et dont une partie est destinée à s’écouler autour du générateur de gaz, et une autre partie est destinée à alimenter le générateur de gaz. Cette autre partie du flux d’air est comprimée dans le compresseur, mélangée à du carburant et brûlée dans la chambre de combustion, puis détendue dans la turbine pour entraîner en rotation son rotor ainsi que le rotor du compresseur et la soufflante 12.
Le moteur 10 et en particulier le carter 14 sont destinés à être entourés par une nacelle non représentée, cette nacelle définissant autour du carter 14 un espace annulaire de montage de plusieurs organes.
Parmi ces organes, il y a le calculateur 16 de régulation du moteur 10, qui est le calculateur principal du moteur et est assimilable au cerveau du moteur 10. Ce calculateur, du type DEÇU (Digital Engine Control Unit) ou FADEC (Full Authority Digital Engine Control), a plusieurs fonctions telles que :
- régulation du débit d’alimentation en carburant de la chambre de combustion,
- démarrage automatique du moteur,
- transmission de paramètres moteur aux instruments de la cabine de pilotage de l’aéronef,
- gestion de la poussée et protection des limites opérationnelles,
- gestion de l’inversion de poussée,
- etc.
Le calculateur 16 est relié par des harnais électriques 18 à de nombreux équipements du moteur 10, tels que des actionneurs 20 et des capteurs 22. Les actionneurs 20 sont par exemple des actionneurs de commande d’aubes à calage variable du compresseur, des actionneurs de commande de portes de décharge, des actionneurs d’un inverseur de poussée, etc. Les capteurs 22 sont par exemple des capteurs de température, des capteurs de pression, des capteurs de position, etc.
Comme cela est schématiquement représenté à la figure 2, un calculateur 16 a par exemple une forme générale parallélépipédique et comprend des ports électriques d’entrée 16a et des ports électriques de sortie 16b. Ces ports 16a, 16b sont reliés aux équipements cités plus haut par les harnais 18 qui comprennent à leurs extrémités des fiches de raccordement aux ports 16a, 16b, d’une part, et aux équipements, d’autre part. Comme évoqué plus haut, un calculateur 16 de ce type doit faire l’objet d’opérations de maintenance régulières pour vérifier son état de santé et donc son bon fonctionnement.
La présente invention concerne un dispositif de diagnostic et un procédé de diagnostic d’un calculateur 16, le diagnostic ayant pour avantage d’être réalisé sans démontage préalable du calculateur 16 qui est donc destiné à rester sur le moteur 10.
En pratique, on comprend donc qu’il suffit à un opérateur de démonter la nacelle ou du moins un capot de cette nacelle pour avoir accès au calculateur 16 et procéder à l’opération de maintenance et au diagnostic du calculateur 16. Cette opération peut avoir lieu directement sous l’aile ou à l’arrière du fuselage de l'avion, ce qui est particulièrement avantageux car cela limite le temps d’immobilisation au sol de l’avion.
La figure 3 représente un procédé de diagnostic du calculateur 16 au moyen d’un dispositif de diagnostic 24 conforme à l’invention.
Ce dispositif 24 comprend une unité électronique de diagnostic 26, des moyens 28 de raccordement de l’unité 26 au calculateur 16, et optionnellement un système informatique portable 30.
Le système 30 est par exemple un ordinateur, une tablette ou un téléphone du type smartphone, et est avantageusement configuré pour communiquer par liaison sans fil (par exemple via un réseau WIFI) avec l’unité 26.
Le système 30 peut comprendre un logiciel ou une application de commande de l’unité 26 en vue de réaliser des tests automatiques, ainsi qu’un écran d’affichage des résultats de ces tests.
L’unité 26 est autonome et mobile et est configurée pour réaliser :
. des tests automatiques de continuité et/ou d’isolement électrique de connecteurs électriques, et déterminer un état de santé de ces connecteurs en fonction des résultats des tests, et/ou
. des tests automatiques de vérification de l’intégrité électrique interne du calculateur 16 sans simulation de ce calculateur.
Dans l’exemple représenté, l’unité 26 se présente sous la forme d’une valise 32 avec un couvercle de fermeture 34 et au moins une poignée de transport 36, voire également des roulettes 37. L’unité 26 comprend notamment un module de génération de signaux, un module d’acquisition de signaux, un module de génération de données, un module d’acquisition de données, au moins une mémoire de stockage de données, un module de traitement des données et un module de communication des données, etc.
Dans un mode préféré de réalisation de l’invention, l’unité 26 est configurée pour mesurer des valeurs d’impédance électrique, pour comparer des valeurs mesurées à des valeurs théoriques préenregistrées dans l’unité, et pour émettre un signal en fonction des résultats de la comparaison.
Comme cela apparaît dans la figure 3, les moyens de raccordement comprennent un unique câble de raccordement 38 qui comprend à une extrémité une première fiche 38a de raccordement à l’unité 26 et à une extrémité opposée plusieurs secondes fiches 38b de raccordement au calculateur 16 et/ou à des éléments du moteur 10 destinés à être raccordés à l’unité 26.
Dans l’exemple représenté, le câble 38 comprend un premier tronçon 40a à une branche unique et un second tronçon 40b à plusieurs branches 40b1 , 40b2, etc., 40n parallèles, la branche du premier tronçon 40a étant équipée de la première fiche 38a à son extrémité opposée au second tronçon 40b, et les branches 40b1 , 40b2, etc., 40n du second tronçon 40b étant équipées des secondes fiches 38b à leurs extrémités opposées au premier tronçon 40a.
La figure 4 est une vue schématique du câble 38 et montre la fiche 38a de raccordement à l’unité 26, et les fiches 38b de raccordement au calculateur 16 et aux différents éléments formés par les harnais 18 et les équipements (actionneurs 20 et capteurs 22).
Le premier tronçon 40a a une longueur L1 et le second tronçon 40b a une longueur maximale L2. De préférence, L1 > k.L2 avec k au moins égale à 1 et de préférence au moins égal à 2. Autrement dit, la longueur du premier tronçon 40a est supérieure à celle du second tronçon 40b, comme cela est visible à la figure 3. Par ailleurs, avantageusement, au moins certaines des branches 40b1 , 40b2, etc., 40n du second tronçon 40b ont des longueurs L2, L2’ différentes. Ces différences de longueur entre les tronçons et les branches du câble 38 permettent de faciliter la manipulation du câble et de limiter les risques de mauvais branchement. En particulier, les différences de longueur des branches 40b1 , 40b2, etc., 40n sont calculées en fonction des positions des ports d’entrée et de sortie 16a, 16b du calculateur 16 et en fonction des équipements auxquels le calculateur doit être raccordé de façon à assurer un détrompage lors de ces raccordements.
L’une des fonctionnalités du dispositif 24 peut être la réalisation de tests automatiques de continuité et/ou d’isolement électrique de connecteurs électriques, et la détermination de l’état de santé de ces connecteurs en fonction des résultats des tests.
Dans ce cas, le procédé de diagnostic comprend les étapes de :
- déconnexion d’au moins un harnais 18 reliant le calculateur 16 à des équipements,
- branchement des moyens de raccordement 28 à l’unité 26 d’une part et au harnais 22 et/ou aux équipements d’autre part, et
- analyser l’état de santé du harnais 22 et/ou des équipements en réalisant des tests automatiques de continuité et/ou d’isolement électrique sur des connecteurs électriques du harnais et/ou des équipements.
Selon un mode préféré de réalisation, chacun des tests consiste à mesurer une valeur d’impédance, à comparer cette valeur mesurée à une valeur théorique préenregistrée dans l’unité, et à émettre un signal en fonction des résultats de la comparaison.
Les tests de continuité sont réalisés en branchant les moyens de raccordement 28 au port unique de l’unité 26 et à des fiches du harnais 22 et/ou des équipements (actionneurs 20 et capteurs 22), comme cela est schématiquement représenté à la figure 5.
Les tests sont réalisés automatiquement en réalisant une commutation automatique entre les différents connecteurs électriques des harnais/capteurs/actionneurs dont la continuité doit être testée. Cette commutation est programmée et les mesures faites sont des impédances qui doivent revenir conforment à des tables de valeurs théoriques programmées en fonction de ce qui est testé.
De cette manière, l’unité teste tous les connecteurs qui sont normalement en provenance des harnais/capteurs/actionneurs et qui se branchent au calculateur en les connectant à la place à cette unité. Les mesures étant ensuite automatisées, elles ne prennent que quelques secondes par mesure sans risque de fausse manipulation pouvant fausser la mesure comme quand on le fait à ce jour manuellement avec un multimètre et un mécanicien avion.
L’invention permet donc de s’affranchir de fausse manipulation, augmente la fiabilité de la mesure et aussi accélère le processus par automatisation des mesures une fois les harnais/capteurs/actionneurs connectés à l’unité par les moyens de raccordement.
La continuité mesurée est en fait une impédance qui se traduit par des mesures de tension, courant et/ou résistance dans l’unité.
Comme cela est schématiquement représenté à la figure 6, les tests d’isolement sont réalisés en branchant les moyens de raccordement 28 au port unique de l’unité 26 et à des fiches du harnais 22 et/ou des équipements (actionneurs 20 et capteurs 22), ces moyens de raccordement 28 comportant une prise de masse 42 reliée à un carter métallique du moteur, tel que le carter 14 précité.
De la même manière que ci-dessus pour chaque test de continuité, chaque test d’isolement est aussi réalisé comme on pourrait le faire manuellement et broche à broche sur chacun des connecteurs d’équipements et/ou harnais reliés au calculateur mais l’invention se propose de le faire directement et automatiquement.
L’unité réalise ensuite une commutation automatique entre les différents connecteurs électriques des harnais/capteurs/actionneurs dont l’isolement doit être testé. Cette commutation est programmée dans l’unité et les mesures faites sont des impédances qui doivent revenir conforment à des tables de valeurs théoriques programmées en fonction de ce qui est testé.
Pour un isolement, ce sont en théorie des impédances en Ohms infinies que l’on attend. En pratique, ce sont des valeurs programmées finies et très grandes qui dépendent de la mesure qui sont programmées dans l’unité au cas par cas.
De cette manière, l’unité teste tous les connecteurs qui sont normalement en provenance des capteurs/actionneurs et qui se branchent au calculateur en les connectant à la place à cette unité. Les mesures étant ensuite automatisées, elles ne prennent que quelques secondes par mesure sans risque de fausse manipulation pouvant fausser la mesure comme quand on le fait à ce jour manuellement avec un multimètre et un mécanicien avion.
L’invention permet donc de s’affranchir de fausse manipulation, augmente la fiabilité de la mesure et aussi accélère le processus par automatisation des mesures une fois les harnais/capteurs/actionneurs connectés à l’unité par les moyens de raccordement.
L’isolement est la traduction d’un circuit avec une impédance élevée comparée à une table de conformité préétablie pour chaque cas de test.
L’une des fonctionnalités du dispositif 24 peut être la réalisation de tests automatiques de vérification de l’intégrité électrique interne du calculateur 16 sans simulation du calculateur.
Dans ce cas, le procédé de diagnostic comprend les étapes de :
- déconnexion d’au moins un harnais reliant le calculateur à des équipements,
- branchement des moyens de raccordement à l’unité d’une part et au calculateur d’autre part, et
- analyser l’intégrité électrique interne du calculateur en réalisant des tests automatiques comportant :
. la transmission par l’unité jusqu’au calculateur, à travers les moyens de raccordement, de paramètres d’ajustement dans des mémoires internes du calculateur,
. la réception par l’unité des réponses du calculateur, à travers les moyens de raccordement, et analyse de ces réponses pour en déduire l’état de santé du calculateur.
Avantageusement, l’étape de déconnexion comprend la déconnexion d’au moins un premier harnais reliant le calculateur à des équipements et d’un second harnais reliant le calculateur au moteur, ledit au moins un premier harnais étant raccordé à des ports d’entrée du calculateur et ledit second harnais étant relié à au moins un port de sortie du calculateur. L’étape de branchement comprend de préférence le branchement des moyens de raccordement auxdits ports d’entrée et audit au moins un port de sortie du calculateur.
Selon un mode préféré de réalisation de l’invention, les tests comprennent deux phases distinctes de vérification, une première phase de vérification de l’intégrité électrique du calculateur via les ports d’entrée, et une seconde phase de vérification de l’intégrité électrique du calculateur via ledit au moins un port de sortie.
Comme illustré à la figure 7, la première phase comprend, la transmission des paramètres d’ajustement au calculateur 16 via les ports d’entrée 16a, et la mesure de signaux générés directement dans les mémoires internes du calculateur et dans un logiciel interfaçant entre le système d’exploitation et l’ensemble des logiciels applicatifs du calculateur.
L’unité injecte via le câble des signaux définis pour simuler des grandeurs physiques des capteurs/actionneurs à tester et vérifie que les fonctions de régulations attendues en fonction des entrées simulées sont conformes à celles attendues.
Les mesures effectuées dans le calculateur sont faites en interne au niveau des rebouclages internes des signaux. Ces tests utilisent la simulation des parties externes connectées au calculateur mais les mesures sont effectuées en interne par rebouclage interne des mesures directement au niveau des registres de mémoire et du logiciel interfaçant entre le système d’exploitation et l’ensemble des logiciels applicatifs du calculateur. On obtient ainsi un véritable état de bon fonctionnement (ou dysfonctionnement) interne du calculateur.
De plus, afin de ne pas créer de fausses pannes dans les mémoires du calculateur, une inhibition de fausse panne peut être provoquée par le balayage en courant/tension/impédance des grandeurs physiques attendues par le calculateur. Cela permet de restituer le calculateur dans le même état qu’avant le test.
Comme illustré à la figure 8, la seconde phase comprend, la transmission des paramètres d’ajustement au calculateur via ledit au moins un port de sortie, et la mesure de signaux générés directement dans les mémoires internes du calculateur et dans un logiciel interfaçant entre le système d’exploitation et l’ensemble des logiciels applicatifs du calculateur.
Les tests des sorties utilisent le même principe que les tests des entrées.
L’unité injecte via le câble des signaux définis pour simuler des grandeurs physiques des capteurs/actionneurs à tester et vérifie que les fonctions de régulations attendues en fonction des sorties simulées sont conformes à celles attendues.
Les mesures effectuées dans le calculateur sont faites en interne au niveau des rebouclages internes des signaux. Ces tests utilisent la simulation des parties externes connectées au calculateur mais les mesures sont effectuées en interne par rebouclage interne des mesures directement au niveau des registres de mémoire et du logiciel interfaçant entre le système d’exploitation et l’ensemble des logiciels applicatifs du calculateur. On obtient ainsi un véritable état de bon fonctionnement (ou dysfonctionnement) interne du calculateur.
De plus, afin de ne pas créer de fausses pannes dans les mémoires du calculateur, une inhibition de fausse panne peut être provoquée par le balayage en courant/tension/impédance des grandeurs physiques attendues par le calculateur. Cela permet de restituer le calculateur dans le même état qu’avant le test.

Claims

REVENDICATIONS Procédé de diagnostic d’un calculateur moteur (16) d’aéronef, au moyen d’un dispositif de diagnostic (24) comportant :
- une unité électronique de diagnostic (26), cette unité étant autonome et mobile et configurée pour réaliser des tests automatiques de vérification de l’intégrité électrique interne d’un calculateur sans simulation des conditions de vol du moteur auquel est relié le calculateur,
- des moyens de raccordement (28) configurés pour raccorder l’unité à un calculateur d’un moteur d’aéronef, caractérisé en ce que le procédé est réalisé lorsque le moteur est accroché à l’aéronef et comprend les étapes de :
- déconnexion d’au moins un harnais (18) reliant le calculateur à des équipements,
- branchement des moyens de raccordement (28) à l’unité (26) d’une part et au calculateur (16) d’autre part, à la place dudit au moins un harnais déconnecté, et
- analyser l’intégrité électrique interne du calculateur en réalisant des tests automatiques comportant :
. la transmission par l’unité jusqu’au calculateur, à travers les moyens de raccordement, de paramètres d’ajustement dans des mémoires internes du calculateur,
. la réception par l’unité des réponses du calculateur, à travers les moyens de raccordement, et l’analyse de ces réponses pour en déduire l’état de santé du calculateur. Procédé selon la revendication 1 , dans lequel l’étape de déconnexion comprend la déconnexion d’au moins un premier harnais (18) reliant le calculateur (16) à des équipements et d’un second harnais (18) reliant le calculateur au moteur (10), ledit au moins un premier harnais étant raccordé à des ports d’entrée (16a) du calculateur et ledit second harnais étant relié à au moins un port de sortie (16b) du calculateur. Procédé selon la revendication précédente, dans lequel l’étape de branchement comprend le branchement des moyens de raccordement (28) auxdits ports d’entrée (16a) et audit au moins un port de sortie (16b) du calculateur (16).
4. Procédé selon la revendication précédente, dans lequel les tests comprennent deux phases distinctes de vérification, une première phase de vérification de l’intégrité électrique du calculateur (16) via les ports d’entrée (16a), et une seconde phase de vérification de l’intégrité électrique du calculateur via ledit au moins un port de sortie (16b).
5. Procédé selon la revendication précédente, dans lequel la première phase comprend, la transmission des paramètres d’ajustement au calculateur (16) via les ports d’entrée (16a), et la mesure de signaux générés directement dans les mémoires internes du calculateur et dans un logiciel interfaçant entre le système d’exploitation et l’ensemble des logiciels applicatifs du calculateur.
6. Procédé selon la revendication 4 ou 5, dans lequel la seconde phase comprend, la transmission des paramètres d’ajustement au calculateur (16) via ledit au moins un port de sortie (16b), et la mesure de signaux générés directement dans les mémoires internes du calculateur et dans un logiciel interfaçant entre le système d’exploitation et l’ensemble des logiciels applicatifs du calculateur.
7. Procédé selon l’une des revendications précédentes, dans lequel il comprend, pendant les tests, une étape de transmission par l’unité (26) au calculateur (16), à travers les moyens de raccordement (28), de grandeurs physiques destinées à inhiber l’apparition d’une fausse panne dans les mémoires du calculateur.
8. Procédé selon l’une des revendications précédentes, dans lequel les moyens de raccordement (28) comprennent un unique câble de raccordement (38) qui comprend à une extrémité une première fiche (38a) de raccordement à l’unité et à une extrémité opposée plusieurs secondes fiches (38b) de raccordement au calculateur.
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Families Citing this family (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP4250027B1 (fr) * 2022-03-24 2025-11-05 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co KG Système et procédé de diagnostic de machine
BE1032528B1 (fr) * 2024-04-10 2025-11-10 Safran Aero Boosters Système et procédé associé de vérification de données d'un bouchon de codage d'une turbomachine d'aéronef
CN120606969B (zh) * 2025-08-12 2025-10-03 成都星腾科技有限公司 一种飞机发动机参数指示检测系统及检测方法

Family Cites Families (29)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4567756A (en) * 1984-03-23 1986-02-04 Colborn Nicol S Electronic engine control systems analyzer
US5124919A (en) * 1989-08-16 1992-06-23 Kastelle Harald W Test device for automobile engine idle speed control circuit
US5408412A (en) * 1992-04-09 1995-04-18 United Technologies Corporation Engine fault diagnostic system
US5686840A (en) * 1996-05-08 1997-11-11 Automotive Controls Corporation Method and apparatus for throttle position sensor testing
US6442498B1 (en) * 1999-06-15 2002-08-27 Henrick Youval Krigel Apparatus and method for determining the integrity of cables and wiring harnesses
US6943699B2 (en) * 2003-07-23 2005-09-13 Harris Corporation Wireless engine monitoring system
JP4082306B2 (ja) * 2003-08-08 2008-04-30 三菱ふそうトラック・バス株式会社 故障診断装置
US7368919B2 (en) * 2004-09-02 2008-05-06 Ziota Technology Inc. Wireless portable automated harness scanner system and method therefor
US8103475B2 (en) * 2009-04-20 2012-01-24 Universal Synaptics Corporation Apparatus for testing multiple conductor wiring and terminations for electronic systems
US8319517B2 (en) * 2010-08-25 2012-11-27 Hamilton Sundstrand Corporation Generator tester
US20130006581A1 (en) * 2011-06-30 2013-01-03 General Electric Company Combustor health and performance monitoring system for gas turbines using combustion dynamics
US9026279B2 (en) * 2012-06-06 2015-05-05 Harris Corporation Wireless engine monitoring system and configurable wireless engine sensors
US9152146B2 (en) * 2012-06-06 2015-10-06 Harris Corporation Wireless engine monitoring system and associated engine wireless sensor network
US9816897B2 (en) * 2012-06-06 2017-11-14 Harris Corporation Wireless engine monitoring system and associated engine wireless sensor network
EP3061078B1 (fr) * 2013-10-24 2019-08-14 Ge Aviation Systems Llc, Inc. Unité de gestion de la santé et procédé de surveillance d'informations de santé et de transmission d'informations provenant d'un aéronef
CN106687996B (zh) * 2014-09-12 2021-08-27 里尔喷射机公司 用于飞机及其它移动平台的诊断的方法和设备
KR101668603B1 (ko) * 2014-10-24 2016-10-25 퍼스텍주식회사 항공용 전자식 엔진제어기 검사 장치
US20160207639A1 (en) * 2015-01-07 2016-07-21 Rolls-Royce Plc Aircraft engine maintenance system
US10126206B2 (en) * 2015-06-29 2018-11-13 General Electric Company Method and system for portable engine health monitoring
US10033534B2 (en) * 2015-12-01 2018-07-24 Intel Corporation Methods and apparatus to provide for efficient and secure software updates
FR3064070B1 (fr) * 2017-03-20 2021-02-26 Safran Aircraft Engines Procede de surveillance des moteurs d'un aeronef
FR3078791B1 (fr) * 2018-03-09 2020-02-28 Safran Helicopter Engines Outil de diagnostic calculateur
DE102018214326A1 (de) * 2018-08-24 2020-02-27 Airbus Operations Gmbh Kabelbaumtestsystem und Testverfahren zum Überprüfen von Kabelbäumen
EP3726480B1 (fr) * 2019-04-17 2024-09-25 RTX Corporation Mises à jour à distance d'un moteur à turbine à gaz
US11486795B2 (en) * 2019-05-16 2022-11-01 Textron Innovations, Inc. Engine testing system and process
GB2586651A (en) * 2019-09-02 2021-03-03 Rolls Royce Plc Power electronics unit
FR3114878B1 (fr) * 2020-10-06 2023-01-20 Safran Aircraft Engines Diagnostic d’un calculateur moteur d’aeronef
US12281960B2 (en) * 2022-07-08 2025-04-22 Rtx Corporation Aircraft engine maintenance testing
US20240425203A1 (en) * 2023-06-20 2024-12-26 Pratt & Whitney Canada Corp. Monitoring Health of an Aircraft Engine Using Replaceable Circuit Component

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