FR3003032A1

FR3003032A1 - METHOD AND SYSTEM FOR CONTROLLING THE HEALTH OF AN AIRCRAFT TURBOMACHINE

Info

Publication number: FR3003032A1
Application number: FR1352040A
Authority: FR
Inventors: Francois Xavier Marie Faupin; Herve Descoustey; Gregory Divet; Alexandre Kamenka; Manuel Philippe Jean Pierre; Francois Thermy
Original assignee: Turbomeca SA
Current assignee: Safran Helicopter Engines SAS
Priority date: 2013-03-07
Filing date: 2013-03-07
Publication date: 2014-09-12
Anticipated expiration: 2033-03-07
Also published as: WO2014135809A1; FR3003032B1

Abstract

Procédé de contrôle de la santé d'une turbomachine (12) d'aéronef (10), comprenant une étape (E3) de détection d'une période parmi des mesures d'au moins un premier paramètre relatif à la turbomachine (12) et d'au moins un deuxième paramètre relatif aux conditions de vol dudit aéronef (10), aux équipements de l'aéronef (10) et/ou à la turbomachine (12) enregistrées au cours du temps pendant un vol normal dudit aéronef (10), dite période stable, pendant laquelle au moins le deuxième paramètre est sensiblement stable pendant une durée prédéterminée, au moins les mesures du premier paramètre pendant ladite période stable étant destinées à être analysées afin de déterminer l'état de fonctionnement de la turbomachine.A method for controlling the health of an aircraft turbomachine (12) (10), comprising a step (E3) for detecting a period among measurements of at least a first parameter relating to the turbomachine (12) and at least one second parameter relating to the flight conditions of said aircraft (10), to the equipment of the aircraft (10) and / or to the turbomachine (12) recorded over time during a normal flight of said aircraft (10) said stable period, during which at least the second parameter is substantially stable for a predetermined duration, at least the measurements of the first parameter during said stable period being intended to be analyzed in order to determine the operating state of the turbomachine.

Description

DOMAINE DE L'INVENTION L'invention concerne un procédé de contrôle de la santé d'une turbomachine d'aéronef ainsi qu'un système pour la mise en oeuvre de ce procédé.FIELD OF THE INVENTION The invention relates to a method for controlling the health of an aircraft turbine engine and to a system for carrying out this method.

Le terme « turbomachine » désigne l'ensemble des appareils à turbine à gaz produisant une énergie motrice, parmi lesquels on distingue notamment les turboréacteurs fournissant une poussée nécessaire à la propulsion par réaction à l'éjection à grande vitesse de gaz chauds, et les turbomoteurs dans lesquels l'énergie motrice est fournie par la rotation d'un arbre moteur. Par exemple, des turbomoteurs sont utilisés comme moteur pour des hélicoptères. Les turbopropulseurs (turbomoteur entrainant une hélice) sont des turbomoteurs utilisés comme moteur d'avion. Le terme « aéronef » désigne l'ensemble des appareils volants, notamment les avions et les hélicoptères. ETAT DE LA TECHNIQUE ANTERIEURE On connait un procédé de contrôle de la santé d'une turbomachine d'aéronef, et plus particulièrement de turbomoteur d'hélicoptère, dans lequel, avant de lancer une procédure automatique d'analyse des données en plein vol à bord de l'aéronef, il est requis au préalable que le pilote place l'aéronef dans des conditions particulières (par exemple : vol en palier stabilisé, altitude inférieure à un altitude prédéterminée, chauffage et désembuage arrêtés) pendant un vol spécifique, dites conditions spécifiques de contrôle de la santé de la turbomachine. Lorsque les conditions spécifiques sont atteintes pendant ce vol spécifique, et uniquement dans ces conditions, le pilote peut lancer la procédure automatique d'analyse des données. Ce procédé de contrôle connu présente l'inconvénient d'imposer un vol spécifique (ou une phase spécifique de vol) qui entraine des coûts en personnel et en carburant. La mise en oeuvre de ce procédé de contrôle représente donc une charge de travail supplémentaire au déroulement d'un vol classique et est donc réalisée aussi peu de fois que nécessaire tout en respectant la périodicité prescrite par le fabricant de la turbomachine. La faible fréquence de ce procédé de contrôle rend par ailleurs difficile le « suivi de tendance », c'est-à-dire surveiller finement l'évolution de la santé de la turbomachine au cours du temps et des utilisations de la turbomachine. Par ailleurs, la procédure automatique d'analyse étant réalisée à bord de l'aéronef pendant le vol spécifique, un système dédié est embarqué. Ce système est coûteux et sa mise à jour demande d'immobiliser l'appareil. Par ailleurs, il n'est pas toujours aisé de s'assurer que toute une flotte d'un même type d'aéronef présente la même version du système spécifique dédié, ce qui complique les analyses plus générales prenant en compte le résultat des différents contrôles de la santé des turbomachines de chacun des aéronefs de ladite flotte d'aéronefs.The term "turbomachine" refers to all gas turbine engines producing a motive power, among which are distinguished in particular turbojet engines providing thrust required for propulsion by reaction to the high speed ejection of hot gases, and turboshaft engines. in which the motive power is provided by the rotation of a motor shaft. For example, turboshaft engines are used as engines for helicopters. Turboprops (turbine engine driving a propeller) are turboshaft engines used as aircraft engines. The term "aircraft" refers to all flying aircraft, including airplanes and helicopters. PRIOR ART A method of controlling the health of an aircraft turbine engine, and more particularly of a helicopter turbine engine, is known, in which, before launching an automatic procedure for analyzing data in full flight on board of the aircraft, it is required in advance that the pilot places the aircraft in particular conditions (for example: stabilized level flight, altitude below a predetermined altitude, heating and defogging stopped) during a specific flight, said specific conditions control of the health of the turbomachine. When the specific conditions are reached during this specific flight, and only under these conditions, the pilot can initiate the automatic procedure of data analysis. This known control method has the disadvantage of imposing a specific flight (or a specific phase of flight) which entails personnel and fuel costs. The implementation of this control method therefore represents a workload additional to the progress of a conventional flight and is therefore performed as few times as necessary while respecting the periodicity prescribed by the manufacturer of the turbomachine. The low frequency of this control method also makes it difficult to "trend monitoring", that is to finely monitor the evolution of the health of the turbomachine over time and use of the turbomachine. Furthermore, the automatic analysis procedure being performed on board the aircraft during the specific flight, a dedicated system is embedded. This system is expensive and its update requires to immobilize the device. Moreover, it is not always easy to ensure that a whole fleet of the same type of aircraft presents the same version of the dedicated specific system, which complicates the more general analyzes taking into account the result of the various controls. of the health of the turbomachines of each of the aircraft of said fleet of aircraft.

PRESENTATION DE L'INVENTION Un but de la présente invention est de remédier au moins substantiellement à tout ou partie des inconvénients mentionnés ci-dessus. L'invention atteint son but en proposant un procédé de contrôle de la santé d'une turbomachine d'aéronef, ledit procédé comprenant une étape de détection d'une période parmi des mesures d'au moins un premier paramètre relatif à la turbomachine et d'au moins un deuxième paramètre relatif aux conditions de vol dudit aéronef, aux équipements de l'aéronef et/ou à la turbomachine enregistrées au cours du temps pendant un vol normal dudit aéronef, dite période stable, pendant laquelle au moins le deuxième paramètre est sensiblement stable pendant une durée prédéterminée, au moins les mesures du premier paramètre pendant ladite période stable étant destinées à être analysées afin de déterminer l'état de fonctionnement de la turbomachine.PRESENTATION OF THE INVENTION An object of the present invention is to remedy at least substantially all or some of the disadvantages mentioned above. The invention achieves its goal by proposing a method for controlling the health of an aircraft turbomachine, said method comprising a step of detecting a period among measurements of at least a first parameter relating to the turbomachine and of at least one second parameter relating to the flight conditions of said aircraft, to the equipment of the aircraft and / or to the turbomachine recorded over time during a normal flight of said aircraft, referred to as the stable period, during which at least the second parameter is substantially stable for a predetermined time, at least the measurements of the first parameter during said stable period being intended to be analyzed in order to determine the operating state of the turbomachine.

Un vol normal de l'aéronef est un vol qui ne comprend aucune phase de vol spécifique au cours de laquelle le pilote met intentionnellement son appareil dans des conditions spécifiques classiques pour le contrôle classique de la santé de la turbomachine dans le but de réaliser un tel contrôle. Par exemple, un vol normal est un vol commercial ou de mission comprenant les phases de décollage, de transport et d'atterrissage classiques, et d'éventuelles phases de vérifications classiques pendant le vol (bien entendu autre qu'une phase de vol spécifique pour le contrôle de la santé de la turbomachine). Au cours de l'étape de détection d'une période stable, on vérifie 35 si un ou plusieurs deuxièmes paramètres sont sensiblement stables pendant une durée prédéterminée.A normal flight of the aircraft is a flight that does not include any specific flight phase during which the pilot intentionally puts his aircraft in specific conditions conventional for the conventional control of the health of the turbomachine in order to achieve such control. For example, a normal flight is a commercial or mission flight consisting of the typical take-off, transport and landing phases, and possible phases of conventional checks during the flight (of course other than a specific flight phase for control of the health of the turbomachine). During the step of detecting a stable period, it is checked whether one or more second parameters are substantially stable for a predetermined duration.

Par « sensiblement stable » on entend que le paramètre varie peu ou pas. Par exemple, le paramètre varie sur une plage de valeurs (ou d'états), d'un pourcentage ou d'une amplitude prédéterminés, si le paramètre est un paramètre pouvant prendre plus de deux valeurs (ou états), ou reste strictement constant si ce paramètre est un paramètre « tout ou rien » (i.e. ne pouvant prendre que deux valeurs ou états). Par exemple, si le deuxième paramètre considéré est la vitesse de l'aéronef (paramètre pouvant prendre plus de deux valeurs), on peut considérer que ce paramètre est sensiblement stable si cette vitesse est comprise entre une vitesse minimale et une vitesse maximale prédéterminées pendant la durée prédéterminée, par exemple 3 minutes. Selon une variante, on peut considérer que ce même paramètre est sensiblement stable s'il varie de moins de 10% pendant la durée prédéterminée. Selon encore une autre variante, on peut considérer que ce même paramètre est sensiblement stable s'il varie de moins d'une amplitude prédéterminée, par exemple 50krn/h, pendant la durée prédéterminée. Si le paramètre considéré est l'état d'ouverture ou de fermeture d'une vanne (paramètre « tout ou rien ») on considère que ce paramètre est sensiblement stable si il reste dans le même état, par exemple fermé, pendant toute la durée 20 prédéterminée. Bien entendu, dans le cas où on vérifie que plusieurs paramètres sont sensiblement stables pendant la durée prédéterminée, chaque paramètre présente ses propres critères de stabilité. Par exemple un premier paramètre ne devra varier que de 5% au maximum, un 25 deuxième paramètre devra rester compris entre une valeur minimale et une valeur maximale prédéterminées, un troisième paramètre devra rester supérieur à une autre valeur prédéterminée, un quatrième paramètre devra rester dans un état prédéterminé (par exemple « marche » ou « arrêt »), etc. 30 Selon encore une autre variante, pour déterminer la stabilité d'un paramètre, on utilise un procédé d'estimation de la dérivée (i.e. de la « pente ») de la régression linéaire des mesures du paramètre sur une fenêtre glissante, procédé connu de l'homme du métier par ailleurs. Ce procédé d'estimation par régression linéaire défini une courbe 35 représentative de l'évolution du paramètre au cours du temps à partir des points de mesure. Il calcule ensuite la dérivée de cette courbe et détermine la stabilité du paramètre à partir de cette dérivée. Par exemple, on détermine que le paramètre est stable lorsque la dérivé est sensiblement nulle ou comprise entre une valeur minimale et une valeur maximale prédéterminées. Selon encore un autre exemple, on utilise des lois statistiques pour déterminer, à partir des valeurs de la dérivée à chaque instant de mesure, une probabilité d'être dans un état stable et un indicateur de stabilité. En plus de la stabilité d'un ou plusieurs deuxièmes paramètres, on peut également vérifier qu'un ou plusieurs premiers paramètres, comme par exemple la température des gaz en un point donné au sein de la turbomachine ou le couple d'un arbre de turbine, sont sensiblement stables. La stabilité des premiers paramètres est avantageusement vérifiée de manière similaire à la stabilité des deuxièmes paramètres. Par exemple, la stabilité de la température des gaz entre le générateur de gaz et la turbine libre permet notamment de s'assurer que la turbomachine a atteint un régime stable du point de vue thermique. Par exemple, l'homme du métier connait la mesure de température « T45 » au sein d'un turbomoteur d'hélicoptère comme température des gaz entre le générateur de gaz et la turbine libre.By "substantially stable" is meant that the parameter varies little or not. For example, the parameter varies over a predetermined range of values (or states), percentage or amplitude, if the parameter is a parameter that can take more than two values (or states), or remains strictly constant if this parameter is an "all or nothing" parameter (ie it can only take two values or states). For example, if the second parameter considered is the speed of the aircraft (parameter may take more than two values), it can be considered that this parameter is substantially stable if this speed is between a predetermined minimum speed and a maximum speed during the flight. predetermined time, for example 3 minutes. According to one variant, it may be considered that this same parameter is substantially stable if it varies by less than 10% for the predetermined duration. According to yet another variant, it can be considered that this same parameter is substantially stable if it varies by less than a predetermined amplitude, for example 50 krn / h, for the predetermined duration. If the parameter considered is the state of opening or closing of a valve (parameter "all or nothing") it is considered that this parameter is substantially stable if it remains in the same state, for example closed, for the duration 20 predetermined. Of course, in the case where it is verified that several parameters are substantially stable for the predetermined duration, each parameter has its own stability criteria. For example, a first parameter should vary only by at most 5%, a second parameter should remain between a predetermined minimum value and a maximum value, a third parameter should remain higher than another predetermined value, a fourth parameter should remain in a predetermined state (for example "on" or "off"), etc. According to yet another variant, in order to determine the stability of a parameter, a method of estimating the derivative (ie of the "slope") of the linear regression of the measurements of the parameter on a sliding window is used, a known method of the skilled person elsewhere. This linear regression estimation method defines a curve representative of the evolution of the parameter over time from the measurement points. It then calculates the derivative of this curve and determines the stability of the parameter from this derivative. For example, it is determined that the parameter is stable when the derivative is substantially zero or between a predetermined minimum value and a maximum value. In yet another example, statistical laws are used to determine, from the values of the derivative at each moment of measurement, a probability of being in a stable state and a stability indicator. In addition to the stability of one or more second parameters, it is also possible to verify that one or more first parameters, such as, for example, the temperature of the gases at a given point within the turbine engine or the torque of a turbine shaft. are substantially stable. The stability of the first parameters is advantageously verified in a manner similar to the stability of the second parameters. For example, the stability of the gas temperature between the gas generator and the free turbine makes it possible in particular to ensure that the turbine engine has reached a stable thermal regime. For example, a person skilled in the art knows the temperature measurement "T45" in a helicopter turbine engine as the temperature of the gases between the gas generator and the free turbine.

Lorsque le critère de stabilité pour le paramètre considéré est vérifié, ou lorsque chaque critère de stabilité pour chaque paramètre considéré est vérifié sur toute une période aussi longue que la durée prédéterminée (i.e. la durée de la période est supérieure ou égale à la durée prédéterminée), alors on considère que la période considérée est une période stable. En vérifiant qu'un ou plusieurs deuxièmes paramètres et éventuellement un ou plusieurs premiers paramètres sont stables pendant la durée prédéterminée, on détecte si une phase du vol normal pendant lequel les mesures ont été enregistrées est semblable/assimilable à un vol spécifique classique où les conditions spécifiques pour réaliser un contrôle de la santé de la turbomachine sont réunies. Une fois qu'une période stable est détectée, on peut analyser les mesures du ou des premiers paramètres, et si besoin les mesures du ou des deuxièmes paramètres pendant cette période stable pour 35 déterminer l'état de la santé de la turbomachine. Cette analyse est par exemple une analyse classique des paramètres réalisée pendant les contrôles classiques. On s'affranchit ainsi de l'obligation de devoir mettre délibérément l'aéronef dans des conditions de vol spécifiques. En 5 supprimant ces vols (ou phases de vol) spécifiques, on réduit d'autant les coûts associés. On considère de manière statistique que les conditions spécifiques sont réunies suffisamment fréquemment au cours des différents vols normaux réalisés par un aéronef pour pouvoir éviter d'avoir 10 à procéder aux vols spécifiques, ou au moins d'en réduire leur fréquence. En résumé, on fournit dans un premier temps un enregistrement comprenant des mesures au cours du temps pendant un vol normal d'un ensemble de premiers paramètres comprenant un ou plusieurs premiers paramètres, et d'un ensemble de deuxièmes 15 paramètres comprenant un ou plusieurs deuxièmes paramètre, puis on détermine si une période au cours de l'enregistrement est une période stable au cours de laquelle les conditions de vol sont comparables/assimilables aux conditions de vol spécifiques pour la réalisation d'un contrôle de la santé de la turbomachine classique. Par la 20 suite, on peut utiliser les mesures du ou des premiers paramètres et si besoin du ou des deuxièmes paramètres pendant cette période stable pour analyser la santé de la turbomachine. On comprend que ce procédé peut être mis en oeuvre pendant le vol normal en contrôle continu, par exemple à l'aide d'un ordinateur de 25 bord ou d'un ordinateur de contrôle au sol. Ce procédé peut également être mis en oeuvre pour analyser après le vol classique des mesures enregistrées pendant le vol classique, par exemple dans la base de maintenance de l'aéronef, par exemple après chaque vol classique, ou après un nombre prédéterminé de vol classique. Dans le cas où le procédé 30 est mis en oeuvre au sol (hors de l'aéronef), il est possible de centraliser les mesures réalisées sur différents aéronefs. Ceci permet aussi de palier aux inconvénients liés à l'installation et la mise à jour de systèmes embarqués dédiés dans chaque aéronef. Avantageusement, l'étape de détection de la période stable est 35 effectuée après le vol de l'aéronef, et préférentiellement au sol (en dehors de l'aéronef, au sein d'une station de contrôle).When the stability criterion for the considered parameter is verified, or when each stability criterion for each parameter considered is verified over a period as long as the predetermined duration (ie the duration of the period is greater than or equal to the predetermined duration) then we consider that the period considered is a stable period. By verifying that one or more second parameters and possibly one or more first parameters are stable for the predetermined duration, it is detected whether a phase of the normal flight during which the measurements were recorded is similar / comparable to a conventional specific flight where the conditions specific to achieve a control of the health of the turbomachine are combined. Once a stable period is detected, it is possible to analyze the measurements of the first parameter (s), and if necessary the measurements of the second parameter (s) during this stable period to determine the state of health of the turbomachine. This analysis is for example a classical analysis of the parameters carried out during the conventional controls. This removes the obligation to deliberately put the aircraft in specific flight conditions. By suppressing these specific flights (or flight phases), the associated costs are reduced accordingly. It is statistically considered that the specific conditions are met frequently enough during the different normal flights made by an aircraft to be able to avoid having to carry out specific flights, or at least to reduce their frequency. Briefly, a record is provided initially comprising measurements over time during a normal flight of a set of first parameters comprising one or more first parameters, and a set of second parameters comprising one or more second terms. parameter, then it is determined whether a period during the recording is a stable period during which the flight conditions are comparable / similar to the specific flight conditions for carrying out a control of the health of the conventional turbomachine. Subsequently, the measurements of the first parameter (s) and if necessary the second parameter (s) during this stable period can be used to analyze the health of the turbomachine. It is understood that this method can be implemented during the normal flight in continuous control, for example by means of an on-board computer or a ground control computer. This method can also be implemented to analyze, after the traditional flight, measurements recorded during the conventional flight, for example in the aircraft maintenance base, for example after each conventional flight, or after a predetermined number of conventional flights. In the case where the method 30 is implemented on the ground (outside the aircraft), it is possible to centralize the measurements made on different aircraft. This also overcomes the disadvantages of installing and updating dedicated embedded systems in each aircraft. Advantageously, the step of detecting the stable period is performed after the flight of the aircraft, and preferably on the ground (outside the aircraft, within a control station).

Ceci permet d'éviter d'embarquer des systèmes dédiés coûteux et fastidieux à mettre à jour sur toute une flotte d'aéronefs et de limiter les sollicitations de l'ordinateur de bord pendant le vol. Ceci présente en outre l'avantage de pouvoir facilement centraliser toutes les mesures de tous les aéronefs et de faciliter les analyses à grande échelle Bien entendu ce procédé peut être mis en oeuvre tant pour le contrôle de la sante d'un turboréacteur d'avion que d'un turbomoteur d'hélicoptère. On comprend que les mesures comprennent au moins une série de mesure d'un premier paramètre au cours du temps et au moins une série de mesures d'un deuxième paramètre au cours du temps. D'autres séries, pour d'autre(s) premier(s) ou deuxième(s) paramètre(s) peuvent également faire partie des mesures. Avantageusement, l'enregistrement comprend une unique série de mesure par paramètre. De préférence les séries de mesures sont synchronisées, c'est-à-dire que lorsqu'un paramètre est mesuré, tous les autres paramètres le sont également au même instant. La mesure d'un paramètre à un instant donné est appelée « point de mesure ». En d'autres termes, les points de mesure de tous les paramètres sont synchronisés. Ainsi, tous les paramètres, premiers et deuxièmes, sont mesurés à la même fréquence. Ceci permet de faciliter l'exploitation de l'enregistrement des mesures. Avantageusement, cette fréquence d'enregistrement des mesures des paramètres est comprise entre 0.25 Hz (hertz) et 5.00 Hz. Ceci permet de s'assurer qu'un nombre de points de mesure suffisants sera disponible pour exploiter ces mesures.This makes it possible to avoid embarking expensive and tedious dedicated systems to be updated on a whole fleet of aircraft and to limit the demands of the on-board computer during the flight. This also has the advantage of being able to easily centralize all the measurements of all the aircraft and to facilitate the large-scale analyzes. Of course this method can be implemented both for the control of the health of an airplane turbojet engine. of a helicopter turbine engine. It is understood that the measurements comprise at least one series of measurement of a first parameter over time and at least one series of measurements of a second parameter over time. Other series, for other (s) first (s) or second (s) parameter (s) may also be part of the measurements. Advantageously, the recording comprises a single series of measurement by parameter. Preferably the series of measurements are synchronized, that is to say that when a parameter is measured, all the other parameters are also synchronized at the same time. The measurement of a parameter at a given moment is called the "measurement point". In other words, the measurement points of all the parameters are synchronized. Thus, all the parameters, first and second, are measured at the same frequency. This makes it easier to use the recording of measurements. Advantageously, this recording frequency of the measurements of the parameters is between 0.25 Hz (hertz) and 5.00 Hz. This makes it possible to ensure that a sufficient number of measurement points will be available to exploit these measurements.

Préférentiellement, la fréquence d'enregistrement des mesures des paramètres est comprise entre 1.00 Hz et 2.00 Hz Préférentiellement, les mesures s'étendent sur toute la durée du vol de l'aéronef. Ceci permet d'avoir un ensemble de mesure aussi complet que possible.Preferably, the recording frequency of the measurements of the parameters is between 1.00 Hz and 2.00 Hz. Preferably, the measurements extend over the entire duration of the flight of the aircraft. This makes it possible to have a measuring unit as complete as possible.

Préférentiellement, la période prédéterminée est comprise entre 1 minute et 10 minutes. Encore préférentiellement, la période prédéterminée est comprise en 2 minutes et 6 minutes. Encore plus préférentiellement, la période prédéterminée est d'environ 3 minutes. De telles durées de périodes stables permettent de réaliser une 35 analyse de la santé de la turbomachine fiable. Notamment, une durée d'environ 3 minutes correspond à la durée maximum pour atteindre la stabilité thermique d'une turbomachine en vol en palier. Avantageusement, le procédé comprend, avant l'étape de détection d'une période stable, une étape de traitement des mesures au cours de laquelle les valeurs aberrantes d'au moins les mesures du deuxième paramètre sont ignorées (i.e. ignorées pour la mise en oeuvre de chacune des étapes suivantes du procédé) et/ou au moins les mesures du deuxième paramètre sont lissées. Par exemple, on détermine qu'une valeur de mesure à un instant considéré est aberrante lorsqu'elle diffère de plus de 50% de la valeur mesurée à l'instant immédiatement avant et de la valeur mesurée à l'instant immédiatement après. Selon un autre exemple, on calcule l'écart d'un point de mesure par rapport à sa valeur lissée, et si cet écart est supérieur à trois fois l'écart type glissant, alors ce point est identifié comme aberrant. Selon une variante, le procédé prend en compte la valeur moyenne de la valeur mesurée à l'instant immédiatement avant et de la valeur mesurée immédiatement après au lieu de la valeur aberrante ignorée.Preferably, the predetermined period is between 1 minute and 10 minutes. Even more preferentially, the predetermined period is in 2 minutes and 6 minutes. Even more preferentially, the predetermined period is about 3 minutes. Such periods of stable periods make it possible to carry out a reliable analysis of the health of the turbomachine. In particular, a duration of about 3 minutes corresponds to the maximum time to achieve the thermal stability of a turbine engine in level flight. Advantageously, the method comprises, before the step of detecting a stable period, a measurement processing step in which the outliers of at least the measurements of the second parameter are ignored (ie ignored for the implementation each of the following steps of the method) and / or at least the measurements of the second parameter are smoothed. For example, it is determined that a measurement value at a given instant is aberrant when it differs by more than 50% from the value measured at the instant immediately before and from the value measured at the moment immediately afterwards. In another example, the deviation of a measuring point from its smoothed value is calculated, and if this difference is greater than three times the sliding standard deviation, then this point is identified as aberrant. According to one variant, the method takes into account the average value of the measured value at the moment immediately before and the value measured immediately after instead of the ignored outlier.

Par exemple, le lissage des mesures est effectué à l'aide d'un produit de convolution entre lesdites mesures et un filtre, par exemple un filtre passe bas pour calculer une moyenne mobile exponentielle. Ce type de traitement est connu par ailleurs par l'homme du métier. Le lissage permet de gommer les variations trop brutales non 25 maintenues dans le temps pendant une durée minimale de référence entre les points de mesure successifs au cours du temps. Avantageusement, le traitement des mesures est appliqué sur toute la durée des mesures. Le traitement des mesures est, par exemple, opéré selon des méthodes connues en soit. 30 Avant l'étape de détection d'une période stable, on applique le traitement des mesures de préférence aux mesures de tous les paramètres utilisés pour déterminer si une période est stable ou non. Ceci permet de faciliter la détection d'une période stable. Les mesures des paramètres qui ne sont pas utilisées pour cette détection, mais utilisées 35 pour l'analyse postérieure à l'étape de détection d'une période stable peuvent être également soumises au traitement des mesures en vue de préparer leur analyse ultérieure. Selon une variante, ces dernières mesures ne sont pas soumises au traitement des mesures et sont éventuellement traités directement en amont de l'étape d'analyse, ou bien lors de l'étape d'analyse elle-même.For example, the smoothness of the measurements is performed using a convolution product between said measurements and a filter, for example a low pass filter to calculate an exponential moving average. This type of treatment is known to those skilled in the art. Smoothing makes it possible to erase the too sudden variations that are not maintained in time for a minimum reference period between the successive measuring points over time. Advantageously, the processing of the measurements is applied throughout the duration of the measurements. The processing of the measurements is, for example, carried out according to methods known in itself. Before the step of detecting a stable period, the treatment of the preference measurements is applied to the measurements of all the parameters used to determine whether a period is stable or not. This makes it easier to detect a stable period. Measurements of the parameters that are not used for this detection, but used for post-stable period detection analysis, may also be subjected to the processing of the measurements in preparation for their subsequent analysis. According to one variant, these latter measurements are not subject to the processing of the measurements and are optionally processed directly upstream of the analysis step, or else during the analysis step itself.

Avantageusement, le procédé comprend, avant l'étape de détection d'une période stable ou, si une étape de traitement des mesure est réalisée, avant l'étape de traitement des mesures, une étape d'enregistrement au cours du temps pendant un vol normal dudit aéronef des mesures du premier paramètre et des mesures du deuxième paramètre. On comprend qu'au cours de l'étape d'enregistrement des mesures, les paramètres sont mesurés au cours du temps et ces mesures sont enregistrées et stockées pour leur exploitation à l'étape suivante. Ensuite on procède éventuellement à l'étape de traitement des mesures, puis à l'étape de détection d'une période stable. Avantageusement, le procédé comprend, après l'étape de détection d'une période stable, lorsqu'une période stable a été détectée, une étape d'analyse des mesures des premier et deuxième paramètres enregistrées pendant ladite période stable, un ou plusieurs indicateurs représentatifs de l'état de fonctionnement de la turbomachine étant fournis par ladite analyse. Si aucune période stable n'est détectée, les mesures ne peuvent pas être exploitées pour contrôler la santé de la turbomachine et le procédé est stoppé après l'étape de détection. Si une période stable est détectée, on procède à l'étape d'analyse de la santé de la turbomachine. Si plusieurs périodes stables sont détectées, alors le procédé peut exécuter autant de d'analyse de la santé de la turbomachine que de périodes stables détectées, procéder à l'analyse de la santé de la turbomachine sur la première période stable détectée, ou encore procéder à l'analyse de la santé de la turbomachine sur la période stable détectée la plus longue. Selon une variante, un indicateur de stabilité est avantageusement associé à chaque période stable, l'analyse n'étant réalisée que pour la période la plus stable. Par exemple, l'indicateur est un chiffre compris entre 0 (zéro) et 1 (un), 0 indiquant une période vérifiant au minimum les critères de stabilité, 1 indiquant une période particulièrement stable (aucun des paramètres pris en compte ne varie).Advantageously, the method comprises, before the step of detecting a stable period or, if a measurement processing step is performed, before the step of processing measurements, a step of recording over time during a flight normal of said aircraft measurements of the first parameter and measurements of the second parameter. It is understood that during the measurement recording step, the parameters are measured over time and these measurements are recorded and stored for their exploitation in the next step. Then one proceeds optionally to the step of processing the measurements, then to the step of detecting a stable period. Advantageously, the method comprises, after the step of detecting a stable period, when a stable period has been detected, a step of analyzing the measurements of the first and second parameters recorded during said stable period, one or more representative indicators. the state of operation of the turbomachine being provided by said analysis. If no stable period is detected, the measurements can not be used to check the health of the turbomachine and the process is stopped after the detection step. If a stable period is detected, one proceeds to the step of analyzing the health of the turbomachine. If several stable periods are detected, then the method can perform as much analysis of the health of the turbomachine as stable periods detected, proceed to the analysis of the health of the turbomachine on the first stable period detected, or proceed to the analysis of the health of the turbomachine on the longest detected stable period. According to one variant, a stability indicator is advantageously associated with each stable period, the analysis being performed only for the most stable period. For example, the indicator is a number between 0 (zero) and 1 (one), where 0 indicates a period that satisfies at least the stability criteria, with 1 indicating a particularly stable period (none of the parameters taken into account varies).

L'analyse est par exemple une analyse classique du contrôle de la santé d'une turbomachine d'aéronef. Par exemple, cette analyse calcule une valeur moyenne des mesures de chaque premier et deuxième paramètre pendant la période stable. Ensuite, ces valeurs moyennes sont comparées à un modèle numérique de la turbomachine. Au cours de cette comparaison, un ou plusieurs indicateurs de la santé de la turbomachine sont calculés. Par exemple, une marge sur le couple de l'arbre moteur de la turbomachine (par exemple arbre de la turbine libre dans une turbomachine) est calculée. Une telle marge en couple permet d'estimer si la turbomachine fournit suffisamment de puissance. Une marge sur la température des gaz à un endroit donné de la turbomachine peut également être calculée. Une telle marge en température permet d'estimer si la turbomachine fonctionne à une température adéquate ou si elle s'échauffe trop. Si ces marges sont conformes aux préconisations du constructeur de la turbomachine, alors on détermine que la turbomachine fonctionne correctement, c'est-à-dire qu'elle fournit suffisamment de puissant et que sa température de fonctionnement est correcte. Si une de ces marges n'est pas conforme auxdites préconisations, alors on détermine que la turbomachine ne fonctionne pas correctement et il est nécessaire d'intervenir en maintenance pour déterminer la cause de son disfonctionnement et la réparer. Ainsi, à l'issue de l'étape d'analyse des mesures, un ou plusieurs indicateurs représentatifs de l'état de fonctionnement de la turbomachine indique(nt) si la turbomachine fonctionne correctement ou pas. Le procédé prend fin à cette étape. A l'issu du procédé de contrôle de la santé de la turbomachine, les techniciens de maintenance de la turbomachine tirent les conclusions adéquates à partir de ces indicateurs, et agissent en conséquence (par exemple autorisation de vol ou arrêt pour maintenance).The analysis is for example a conventional analysis of the health control of an aircraft turbomachine. For example, this analysis calculates an average value of the measurements of each first and second parameter during the stable period. Then, these average values are compared to a numerical model of the turbomachine. During this comparison, one or more indicators of the health of the turbomachine are calculated. For example, a margin on the torque of the motor shaft of the turbomachine (for example free turbine shaft in a turbomachine) is calculated. Such a torque margin makes it possible to estimate whether the turbomachine provides sufficient power. A margin on the temperature of the gases at a given location of the turbomachine can also be calculated. Such a temperature margin makes it possible to estimate whether the turbomachine is operating at an adequate temperature or whether it is heating up too much. If these margins are in accordance with the recommendations of the manufacturer of the turbomachine, then it is determined that the turbomachine is working properly, that is to say that it provides enough powerful and that its operating temperature is correct. If one of these margins does not comply with said recommendations, then it is determined that the turbomachine does not work properly and it is necessary to intervene in maintenance to determine the cause of its malfunction and repair. Thus, at the end of the measurement analysis step, one or more indicators representative of the operating state of the turbomachine indicate (s) whether the turbomachine is working properly or not. The process ends at this stage. At the end of the turbomachine health control process, the maintenance technicians of the turbomachine draw the appropriate conclusions from these indicators, and act accordingly (for example flight authorization or maintenance stop).

Selon une variante, à l'issue de cette étape d'analyse des mesures, il est possible de collecter le résultat de cette analyse pour faire une étude de suivi de tendance (également connue sous le terme anglais « trend monitoring »), c'est-à-dire un suivi de l'évolution de ses performances au fur et à mesure du vieillissement de la turbomachine et de ses utilisations successive. Par ailleurs, si aucune période stable n'est détectée au cours d'un ou plusieurs vols classiques successifs, ou si des périodes stables sont détectées avec une fréquence trop faible, on pourra alors imposer un vol spécifique classique ponctuel pour effectuer un contrôle de la santé de la turbomachine classique ponctuel, afin de s'assurer de la santé de la turbomachine, et ce tout en maintenant des coûts réduits. Avantageusement, l'étape d'enregistrement est effectuée en plein vol, au sein de l'aéronef, tandis que l'éventuelle étape de traitement des mesures, l'étape de détection d'une période stable et l'étape d'analyse des mesure sont réalisées au sol et préférentiellement après le vol.According to a variant, at the end of this step of analysis of the measurements, it is possible to collect the result of this analysis to make a trend monitoring study (also known as "trend monitoring"). that is to say a follow-up of the evolution of its performance as the aging of the turbomachine and its successive uses. Moreover, if no stable period is detected during one or more successive conventional flights, or if stable periods are detected with too low a frequency, then it will be possible to impose a specific classic punctual flight to perform a control of the health of the punctual classic turbomachine, to ensure the health of the turbomachine, while keeping costs down. Advantageously, the recording step is performed in full flight, within the aircraft, while the possible measurement processing step, the stable period detection step and the step of analyzing the measurements are made on the ground and preferably after the flight.

Ceci permet d'éviter d'embarquer des systèmes dédiés coûteux et fastidieux à mettre à jour sur toute une flotte d'aéronefs et de limiter les sollicitations de l'ordinateur de bord pendant le vol. Ceci présente en outre l'avantage de pouvoir facilement centraliser toutes les mesures de tous les aéronefs et de faciliter les analyses à grande échelle.This makes it possible to avoid embarking expensive and tedious dedicated systems to be updated on a whole fleet of aircraft and to limit the demands of the on-board computer during the flight. This also has the advantage of being able to easily centralize all measurements of all aircraft and to facilitate large-scale analyzes.

Avantageusement, le ou les deuxièmes paramètres comprennent au moins un paramètre choisi parmi la température extérieure, l'altitude de vol, la vitesse de l'aéronef, la présence de matériel optionnel ayant un impact sur les performances de la turbomachine, le degré d'ouverture ou de fermeture d'une vanne de décharge de la turbomachine, le degré d'ouverture ou de fermeture d'une vanne de prélèvement d'air ou le débit d'air prélevé au sein de la turbomachine, la quantité d'énergie électrique prélevée au sein de la turbomachine. Par exemple, un filtre à sable pour éviter l'ingestion de sable dans la turbomachine, disposé à l'entrée d'air de la turbomachine forme un matériel optionnel ayant un impact sur les performances de la turbomachine. De même, une tuyère à dilueur de jet pour diminuer la signature infrarouge de la turbomachine (et donc de l'aéronef) forme un matériel optionnel ayant un impact sur les performances de la turbomachine.Advantageously, the second parameter or parameters comprise at least one parameter chosen from the outside temperature, the flight altitude, the speed of the aircraft, the presence of optional equipment having an impact on the performance of the turbomachine, the degree of opening or closing of a turbomachine discharge valve, the degree of opening or closing of an air sampling valve or the flow of air taken from the turbomachine, the amount of electrical energy taken from the turbomachine. For example, a sand filter to prevent the ingestion of sand in the turbomachine, disposed at the air inlet of the turbomachine forms an optional material having an impact on the performance of the turbomachine. Similarly, a jet diluent nozzle for decreasing the infrared signature of the turbomachine (and therefore of the aircraft) forms an optional material having an impact on the performance of the turbomachine.

La vanne de décharge est une vanne destinée à éviter les phénomènes de pompage du compresseur de la turbomachine en drainant une certaine quantité d'air vers l'extérieur de la turbomachine. La vanne de prélèvement d'air est la vanne par laquelle on prélève de l'air destiné directement ou indirectement à l'habitacle de l'aéronef, par exemple pour le chauffage ou le désembuage. De même, l'air prélevé est l'air destiné à l'habitacle de l'aéronef. Le prélèvement d'énergie électrique au sein de la turbomachine est plus ou moins important en fonction des appareils électriques activés au sein de l'aéronef. En plus de donner des indications sur le caractère stable du vol, ces deuxièmes paramètres permettent d'affiner le comportement attendu de la turbomachine et donc d'affiner l'analyse de la santé de ladite turbomachine. Bien entendu cette liste de deuxièmes paramètres n'est pas limitative. Par exemple, cette liste peut comprendre en outre les paramètres de navigation de l'aéronef comme la direction et la force du vent, le roulis, le tangage, le lacet, les coordonnées GPS (« Global Positioning System » ou « Système Global de Localisation ») de l'aéronef. Dans le cas particulier des hélicoptères, le caractère stationnaire du vol (vitesse nulle ou très faible et altitude constante) peut également être inclus dans la liste des deuxièmes paramètres.The discharge valve is a valve intended to prevent the pumping phenomena of the compressor of the turbomachine by draining a certain amount of air to the outside of the turbomachine. The air bleed valve is the valve by which air is taken directly or indirectly from the cockpit of the aircraft, for example for heating or defogging. Similarly, the air taken is the air intended for the cockpit of the aircraft. The electric power sampling within the turbomachine is more or less important depending on the electrical devices activated within the aircraft. In addition to giving indications on the stability of the flight, these second parameters make it possible to refine the expected behavior of the turbomachine and thus to refine the analysis of the health of said turbomachine. Of course this list of second parameters is not limiting. For example, this list may further include the navigation parameters of the aircraft such as wind direction and strength, roll, pitch, yaw, GPS coordinates ("Global Positioning System" or "Global Positioning System"). ") Of the aircraft. In the particular case of helicopters, the stationary character of the flight (zero or very low speed and constant altitude) can also be included in the list of second parameters.

Avantageusement, on détermine qu'une période est stable lorsque pendant toute la durée prédéterminée la vitesse de l'aéronef est comprise entre une vitesse minimale prédéterminée et une vitesse maximale prédéterminée et/ou l'altitude de vol est comprise entre une altitude minimum prédéterminée et une altitude maximum prédéterminée.Advantageously, it is determined that a period is stable when, during the predetermined duration, the speed of the aircraft is between a predetermined minimum speed and a predetermined maximum speed and / or the flight altitude is between a predetermined minimum altitude and a predetermined maximum altitude.

Par exemple, les vitesses/altitudes minimale et maximale prédéterminées correspondent aux vitesses/altitudes minimale et maximale qui ont servies pour les tests qualification pour l'exploitation de la turbomachine. Le comportement de la turbomachine dans ces conditions est donc bien connu, et on peut plus facilement analyser sa santé dans ces conditions. De manière plus générale, on détermine avantageusement qu'une période est stable lorsque un ou plusieurs paramètre, premier ou deuxième, est compris dans une plage de valeurs correspondant aux plages de valeurs de ce(s) même(s) paramètre(s) utilisées pour les tests qualification pour l'exploitation de la turbomachine.For example, the predetermined minimum and maximum speeds / altitudes correspond to the minimum and maximum speeds / altitudes that have been used for the qualification tests for the operation of the turbomachine. The behavior of the turbomachine under these conditions is well known, and it is easier to analyze its health in these conditions. More generally, it is advantageously determined that a period is stable when one or more parameter, first or second, is within a range of values corresponding to the ranges of values of this (these) parameter (s) used. for qualification tests for the operation of the turbomachine.

Avantageusement, la turbomachine comprend un générateur de gaz et une turbine libre, le ou les premiers paramètres comprenant au moins un paramètre choisi parmi le couple de l'arbre de la turbine libre et la température des gaz entre le générateur de gaz et la turbine libre. Dans une turbomachine, le générateur de gaz est la partie où 35 s'effectue le cycle thermodynamique permettant la production de puissance ou de poussée résultant de l'éjection de gaz à grande vitesse.Advantageously, the turbomachine comprises a gas generator and a free turbine, the first parameter or parameters comprising at least one parameter chosen from the torque of the shaft of the free turbine and the temperature of the gases between the gas generator and the free turbine. . In a turbomachine, the gas generator is the part where the thermodynamic cycle is carried out allowing the production of power or thrust resulting from the ejection of gas at high speed.

Par exemple, le générateur de gaz comprend un compresseur, une chambre de combustion et une turbine de détente liée mécaniquement en rotation au compresseur. La turbine libre est une turbine indépendante mécaniquement du générateur de gaz. En d'autres termes, le turbine libre est entrainée en rotation uniquement par les gaz issus du générateur de gaz, elle est couplée fluidiquement et non mécaniquement au générateur de gaz. C'est notamment sur la base des mesures de ces premiers paramètres que l'analyse de la santé du moteur est effectuée. Bien entendu cette liste de premiers paramètres n'est pas limitative. Avantageusement, la turbomachine comprend un générateur de gaz et une turbine libre, le ou les deuxièmes paramètres comprenant au moins un paramètre choisi parmi la vitesse de rotation de l'arbre de générateur de gaz et la vitesse de rotation de la turbine libre. Ces vitesses sont préférentiellement les vitesses mesurées directement sur les arbres plutôt que les vitesses consignes. Le procédé selon l'invention est particulièrement bien adapté pour le contrôle de la santé d'un turbomoteur d'hélicoptère. L'invention concerne également un système de contrôle de la santé d'une turbomachine d'aéronef, ledit système comprenant un dispositif de détection pour détecter une période parmi des mesures d'au moins un premier paramètre relatif à la turbomachine et d'au moins un deuxième paramètre relatif aux conditions de vol dudit aéronef, aux équipements de l'aéronef et/ou à la turbomachine enregistrées au cours du temps pendant un vol normal dudit aéronef, dite période stable, pendant laquelle au moins le deuxième paramètre est sensiblement stable pendant une durée prédéterminée, au moins les mesures du premier paramètre pendant ladite période stable étant destinées à être analysées afin de déterminer l'état de fonctionnement de la turbomachine.For example, the gas generator comprises a compressor, a combustion chamber and an expansion turbine mechanically linked in rotation to the compressor. The free turbine is a mechanically independent turbine of the gas generator. In other words, the free turbine is rotated solely by the gases from the gas generator, it is coupled fluidly and not mechanically to the gas generator. It is in particular on the basis of the measurements of these first parameters that the analysis of the health of the engine is carried out. Of course, this list of first parameters is not limiting. Advantageously, the turbomachine comprises a gas generator and a free turbine, the second parameter or parameters comprising at least one parameter chosen from the rotational speed of the gas generator shaft and the speed of rotation of the free turbine. These speeds are preferably the speeds measured directly on the trees rather than the set speeds. The method according to the invention is particularly well suited for controlling the health of a helicopter turbine engine. The invention also relates to a system for controlling the health of an aircraft turbomachine, said system comprising a detection device for detecting a period among measurements of at least a first parameter relating to the turbomachine and at least one a second parameter relating to the flight conditions of said aircraft, the equipment of the aircraft and / or the turbomachine recorded over time during a normal flight of said aircraft, said stable period, during which at least the second parameter is substantially stable during a predetermined duration, at least the measurements of the first parameter during said stable period being intended to be analyzed in order to determine the operating state of the turbomachine.

Avantageusement, le système comprend un dispositif de traitement des mesures configuré pour ignorer les valeurs aberrantes (i.e. ignorer au sein de chaque dispositif du système) d'au moins les mesures du deuxième paramètre et/ou pour lisser au moins les mesures du deuxième paramètre.Advantageously, the system comprises a measurement processing device configured to ignore the outliers (i.e. ignore within each device of the system) of at least the measurements of the second parameter and / or to smooth at least the measurements of the second parameter.

Avantageusement, le système comprend des capteurs pour respectivement mesurer au cours du temps pendant un vol normal dudit aéronef le premier paramètre et le deuxième paramètre, un enregistreur pour enregistrer les mesures desdits capteurs au cours du temps pendant le vol de l'aéronef. Avantageusement, le système comprend un dispositif d'analyse pour exécuter, lorsqu'une période stable a été détectée, une analyse des mesures des premier et deuxième paramètres enregistrées pendant ladite période stable, un ou plusieurs indicateurs représentatifs de l'état de fonctionnement de la turbomachine étant fournis par ladite analyse. On comprend que le système selon l'invention permet de mettre en oeuvre les différentes étapes du procédé selon l'invention. En particulier, le dispositif de détection met en oeuvre l'étape de détection d'une période stable, le dispositif de traitement des mesures met en oeuvre l'étape de traitement des mesures, les capteurs et l'enregistreur mettent en oeuvre l'étape d'enregistrement, et le dispositif d'analyse met 15 en oeuvre l'étape d'analyse. Ce dispositif comprend par exemple un ou plusieurs ordinateurs associés à un ou plusieurs programmes d'ordinateur. Avantageusement, les capteurs et l'enregistreur sont embarqués au sein l'aéronef tandis que le dispositif de détection et le dispositif d'analyse ne sont pas embarqués au sein de l'aéronef. 20 Par exemple, un ordinateur de bord et un programme d'ordinateur forment l'enregistreur, les capteurs étant reliés audit ordinateur de bord, tandis qu'un ou plusieurs ordinateur au sol et un ou plusieurs programmes d'ordinateur forment le dispositif de détection et le dispositif d'analyse. 25 Avantageusement, le dispositif de traitement des mesures n'est également pas embarqué au sein de l'aéronef. Par exemple, un ou plusieurs ordinateur(s) au sol et un ou plusieurs programme(s) d'ordinateur forment le dispositif de traitement des mesures. La transmission de l'enregistrement des mesures depuis 30 l'enregistreur au dispositif de détection ou au dispositif de traitement des mesures est opéré à l'aide de moyens connus par l'homme du métier, comme par exemple une transmission par réseau, filaire ou non filaire, ou par support physique comme une carte mémoire. L'invention concerne également un premier programme 35 d'ordinateur comportant des instructions pour l'exécution de l'étape de détection d'une période stable du procédé selon l'invention lorsque ledit programme est exécuté par un ordinateur. L'invention concerne également un second programme d'ordinateur utilisant les données générées par le premier programme 5 d'ordinateur, comportant les instructions pour l'exécution de l'étape d'analyse du procédé. Ces programmes peuvent utiliser n'importe quel langage de programmation, et être sous la forme de code source, code objet, ou de code intermédiaire entre le code source et le code objet, tel que dans une 10 forme partiellement compilée, ou dans n'importe quelle autre forme souhaitable. L'invention concerne également un support d'enregistrement lisible par ordinateur sur lequel est enregistré le premier programme d'ordinateur et/ou le second programme. 15 On comprend que le premier programme et le second programme peuvent être deux programmes distincts ou former deux sous-programmes ou deux sous-parties d'un seul et même programme. Le support d'enregistrement peut être n'importe quelle entité ou dispositif capable de stocker un programme. Par exemple, le support 20 peut comporter un moyen de stockage, tel qu'une ROM, par exemple un CD-ROM ou une ROM de circuit microélectronique, ou encore un moyen d'enregistrement magnétique, par exemple une disquette (« floppy disc ») ou un disque dur. Alternativement, le support d'enregistrement peut être un 25 circuit intégré dans lequel le programme est incorporé, le circuit étant adapté pour exécuter ou pour être utilisé dans l'exécution du procédé en question. BREVE DESCRIPTION DES DESSINS L'invention et ses avantages seront mieux compris à la lecture 30 de la description détaillée faite ci-après de différents modes de réalisation de l'invention donnés à titre d'exemples non limitatifs. Cette description fait référence aux pages de figures annexées, sur lesquelles : - la figure 1 représente un système de contrôle de la santé d'un turbomoteur d'hélicoptère, et - la figure 2 représente un organigramme décrivant les différentes étapes du procédé de contrôle de la santé mis en oeuvre par le système de contrôle de la figure 1. DESCRIPTION DETAILLEE D'EXEMPLES DE REALISATION La figure 1 représente un hélicoptère 10 et un centre de maintenance 50 dudit hélicoptère 10. L'hélicoptère 10 comprend un turbomoteur 12, un ordinateur de bord 14 et des capteurs 16a à 16k tandis que le centre de maintenance 50 comprend un ordinateur de contrôle 54. Les capteurs 16a à 16k et les ordinateurs 14 et 54 forment un système de contrôle 100 de la santé du turbomoteur 12. Le turbomoteur 12 présente un générateur de gaz 12a, une turbine libre 12b, une vanne de décharge 12c et un générateur d'énergie électrique 12e pour fournir de l'énergie électrique à des équipements de l'hélicoptère autres que le turbomoteur 12 lui-même. Les flèches en trait discontinu indiquent le sens de l'écoulement des gaz au sein du turbomoteur 12. Par ailleurs, une vanne de prélèvement d'air 12d permet de réguler le débit de prélèvement d'air depuis le turbomoteur 12 vers d'autres équipements de l'hélicoptère 10.Advantageously, the system comprises sensors for respectively measuring over time during a normal flight of said aircraft the first parameter and the second parameter, a recorder for recording the measurements of said sensors over time during the flight of the aircraft. Advantageously, the system comprises an analysis device for executing, when a stable period has been detected, an analysis of the measurements of the first and second parameters recorded during said stable period, one or more indicators representative of the operating state of the turbomachine being provided by said analysis. It is understood that the system according to the invention makes it possible to implement the various steps of the method according to the invention. In particular, the detection device implements the step of detecting a stable period, the measurement processing device implements the measurement processing step, the sensors and the recorder implement the step recording device, and the analysis device performs the analysis step. This device comprises for example one or more computers associated with one or more computer programs. Advantageously, the sensors and the recorder are embedded within the aircraft while the detection device and the analysis device are not embedded within the aircraft. For example, an on-board computer and a computer program form the recorder, the sensors being connected to said on-board computer, while one or more ground computers and one or more computer programs form the detection device. and the analysis device. Advantageously, the measurement processing device is also not embedded in the aircraft. For example, one or more computer (s) on the ground and one or more computer program (s) form the device for processing measurements. Transmission of the recording of the measurements from the recorder to the detection device or to the measurement processing device is carried out using means known to those skilled in the art, such as for example transmission via a network, wired or not wired, or by physical media such as a memory card. The invention also relates to a first computer program comprising instructions for executing the step of detecting a stable period of the method according to the invention when said program is executed by a computer. The invention also relates to a second computer program using the data generated by the first computer program, comprising the instructions for executing the process analysis step. These programs can use any programming language, and be in the form of source code, object code, or intermediate code between the source code and the object code, such as in a partially compiled form, or in n ' any other desirable form. The invention also relates to a computer readable recording medium on which is recorded the first computer program and / or the second program. It is understood that the first program and the second program may be two separate programs or form two subprograms or two sub-parts of a single program. The recording medium may be any entity or device capable of storing a program. For example, the medium 20 may comprise storage means, such as a ROM, for example a CD-ROM or a microelectronic circuit ROM, or a magnetic recording medium, for example a diskette ("floppy disc"). ) or a hard disk. Alternatively, the recording medium may be an integrated circuit in which the program is incorporated, the circuit being adapted to execute or to be used in the execution of the method in question. BRIEF DESCRIPTION OF THE DRAWINGS The invention and its advantages will be better understood on reading the detailed description given below of various embodiments of the invention given as non-limiting examples. This description refers to the pages of appended figures, in which: FIG. 1 represents a system for monitoring the health of a helicopter turbine engine, and FIG. 2 represents a flowchart describing the various steps of the control method of the helicopter. the health implemented by the control system of FIG. 1. DETAILED DESCRIPTION OF EXEMPLARY EMBODIMENTS FIG. 1 represents a helicopter 10 and a maintenance center 50 of said helicopter 10. The helicopter 10 comprises a turbine engine 12, a computer 14 and the sensors 16a to 16k while the maintenance center 50 comprises a control computer 54. The sensors 16a to 16k and the computers 14 and 54 form a control system 100 of the health of the turbine engine 12. The turbine engine 12 has a gas generator 12a, a free turbine 12b, a discharge valve 12c and an electric energy generator 12e for supplying electrical energy to helicopter equipment other than the turbine engine 12 itself. The arrows in dashed lines indicate the direction of the gas flow within the turbine engine 12. Furthermore, an air bleed valve 12d makes it possible to regulate the air bleed flow rate from the turbine engine 12 to other equipment. of the helicopter 10.

Le capteur 16a mesure la vitesse de rotation de l'arbre du générateur de gaz 12a. Le capteur 16b mesure la vitesse de rotation de l'arbre de la turbine libre 12b. Le capteur 16c mesure le degré d'ouverture de la vanne de décharge 12. Le capteur 16d mesure le degré d'ouverture de la vanne de prélèvement d'air 12d. Le capteur 16e mesure la quantité d'énergie électrique prélevée au sein de la turbomachine 12 via le générateur électrique 12e. Le capteur 16f mesure le couple de l'arbre de la turbine libre 12b. Le capteur 16g mesure la température des gaz entre le générateur de gaz 12a et la turbine libre 12b. Les capteurs 16f et 16g sont des capteurs de premiers 30 paramètres relatifs au turbomoteur 12. Le capteur 16h mesure la température extérieure, c'est-à-dire la température environnante de l'hélicoptère. Le capteur 161 mesure l'altitude de vol de l'hélicoptère. Le capteur 16j mesure la vitesse de l'hélicoptère par rapport à l'air environnant. Cette vitesse est également connue par 35 l'homme du métier sous le nom de « vitesse indiquée » ou « indicated air speed ». Le capteur 16k détecte la présence de matériel optionnel comme par exemple un filtre à sable. Les capteurs 16a à 16e et 16h à 16k sont des capteurs de deuxièmes paramètres relatifs au turbomoteur 12, aux conditions de vol et 5 aux équipements de l'hélicoptère 10. Chaque ordinateur 14 et 54 comprend notamment un processeur, une mémoire vive, une mémoire morte et une mémoire flash non volatile (non représentés). La mémoire morte de chacun des ordinateurs 14 et 54 forme un support d'enregistrement, lisible par le 10 processeur et sur lequel est enregistré un ou plusieurs programme(s) d'ordinateur (par le suite « programme ») comportant des instructions pour l'exécution des étapes du procédé de contrôle de la santé du turbomoteur 12 de l'hélicoptère 10 décrites ultérieurement en référence à la figure 2. 15 Dans cet exemple, un programme P1 est implémenté dans l'ordinateur de bord 14 et permet de mettre en oeuvre l'étape El (cf. fig.2) d'enregistrement des mesures du procédé de contrôle de la santé du turbomoteur 12 de l'hélicoptère 10. Un programme P2 est implémenté dans l'ordinateur de contrôle 54 et permet de mettre en oeuvre l'étape E2 20 (cf. fig.2) de traitement des mesures. Un programme P3 est implémenté dans l'ordinateur de contrôle 54 et permet de mettre en oeuvre l'étape E3 (cf. fig.2) de détection d'une période stable. Un programme P4 est implémenté dans l'ordinateur de contrôle 54 et permet de mettre en oeuvre l'étape E4 (cf. fig.2) d'analyse des mesures pendant la période 25 stable. Le programme P2 est un programme utilisant les données générées par le programme Pl. Le programme P3 est un programme utilisant les données générées par le programme P2. Le programme P4 est un programme utilisant les données générées par le programme P3. Selon une variante, les programmes P2 et P3 ; P3 et P4; ou 30 encore P2 et P3 et P4 peuvent être réunis en un seul et même programme. Selon une autre variante, le programme P2 peut être implémenté dans l'ordinateur de bord 14, en plus du programme Pl. Selon encore une autre variante, le programme P2 et le programme P3 peuvent 35 être implémentés dans l'ordinateur de bord 14, en plus du programme Pl. Selon encore une autre variante, les programme P2, P3 et P4 sont implémentés dans l'ordinateur de bord 14, en plus du programme Pl. Dans cette dernière variante, le procédé est mis en oeuvre uniquement par l'ordinateur de bord 14, pendant ou après le vol de l'hélicoptère (pour les étapes E2, E3 et E4), et l'ordinateur de contrôle 54 n'est pas utilisé pour le contrôle de la santé du turbomoteur 12. Ainsi, dans cette dernière variante, les programmes P1 et P2; P3 et P4; P1 et P2 et P3; P2 et P3 et P4; ou encore P1 et P2 et P3 et P4 peuvent être réunis au sein d'un seul et même programme. De manière générale, si le procédé est utilisé pour optimiser les 10 vols de l'aéronef, les programmes P2 à P4 sont avantageusement implémentés au sein de l'ordinateur de bord 14. Inversement, si le procédé est utilisé pour optimiser la maintenance, les programmes P2 à P4 sont avantageusement implémentés au sein de l'ordinateur de contrôle 54. Dans le mode de réalisation représenté sur la figure 1, 15 l'ordinateur de bord 14 forme un enregistreur pour enregistrer les mesures des capteurs 16a à 16k tandis que l'ordinateur de contrôle 54 forme un dispositif de détection, un dispositif de traitement de mesures et un dispositif d'analyse. Le procédé de contrôle de la santé du turbomoteur 12 est décrit 20 en référence à la figure 2. Le procédé commence (cf. « début ») lors de la mise en route de la turbomachine 12. Bien entendu, selon une variante, le procédé peut commencer plus tard, par exemple lorsque l'hélicoptère décolle. Lorsque le procédé commence, l'étape El d'enregistrement des 25 mesures commence. L'enregistrement des mesures à l'aide de l'ordinateur de bord 14 et des capteurs 16a à 16k commence ainsi dès la mise en route de la turbomachine 12, et s'achève lorsque la turbomachine 12 est arrêtée par le pilote. Bien entendu selon une variante, l'enregistrement peut être stoppé avant l'arrêt volontaire de la turbomachine 12, par 30 exemple lorsque l'hélicoptère 10 atterrit. Ainsi, dans l'exemple présent, les mesures sont enregistrées pendant toute la durée du vol de l'hélicoptère 10, ce vol étant un vol normal, c'est-à-dire un vol commercial ou de mission classique pour ce type d'appareil, du démarrage de la turbomachine 12 jusqu'à son arrêt par 35 le pilote. Dans cet exemple, les mesures comprennent autant de séries de mesures au cours du temps pendant le vol que de capteurs, à savoir une série de mesures par paramètre. L'enregistrement des mesures comprend donc onze séries de mesures au cours du temps, mesurées par les onze capteurs 16a à 16k. Ainsi, les paramètres suivants sont mesurés pendant le vol de l'hélicoptère 10 : la vitesse de rotation de l'arbre de générateur de gaz 12a, la vitesse de rotation de la turbine libre 12b, la température des gaz entre le générateur des gaz 12a et la turbine libre 12b, le couple de l'arbre de la turbine libre 12b, le degré d'ouverture de la vanne de décharge 12c, le degré d'ouverture de la vanne de prélèvement d'air 12d, la quantité d'énergie électrique prélevée au sein du turbomoteur via le générateur 12e, la température extérieure, l'altitude de vol, la vitesse de l'hélicoptère 10, et la présence de matériel optionnel ayant un impact sur les performances du turbomoteur 12. Les mesures sont réalisées à une fréquence de 2 Hz (hertz) et sont synchronisées. Ainsi, toutes les 0.5 seconde l'ensemble de 15 paramètres est mesuré, tous les paramètres au même instant, et les mesures enregistrées. A la fin de l'étape El, lorsque l'enregistrement des mesures est achevé, les mesures enregistrées (ou l'enregistrement des mesures) sont transmises depuis l'ordinateur de bord 14 vers l'ordinateur de contrôle 54. 20 Cette étape de transmission des mesures peut être automatique par exemple lorsque la turbomachine 12 est arrêtée, par exemple via un réseau sans fil, ou bien nécessiter une intervention spécifique, par exemple le transfert physique d'une carte mémoire de l'ordinateur de bord 14 vers l'ordinateur de contrôle 54. Cette étape de transfert des mesures 25 n'est pas illustrée sur la figure 2. On notera que cette étape n'est pas nécessaire dans la variante où l'ensemble du procédé est mis en oeuvre par l'ordinateur de bord 14. Ensuite l'étape de traitement des mesures E2 est exécutée. Dans cet exemple, les séries de mesures de tous les paramètres sont 30 traités. Ainsi, les valeurs aberrantes sont ignorées dans l'ensemble des séries de mesures de chacun des paramètres mesurés, et chacune de ces séries est lissée. On notera que selon une variante cette étape E2 n'est pas exécutée, et que le programme P2 associé n'est pas implémenté dans l'ordinateur de contrôle 54. 35 Ensuite, on procède à l'étape E3 de détection d'une période stable. Dans cet exemple, on considère qu'une période est stable lorsque, pendant une durée prédéterminée de 3 minutes, la dérivée de chacun des paramètres est nulle, ou considérée comme nulle, et si : - la vitesse de rotation de l'arbre de générateur de gaz 12a est supérieure à une vitesse prédéterminée, dans cet exemple égale à 89% 5 de la vitesse de rotation maximum au décollage, - l'altitude de vol est comprise entre une altitude minimum prédéterminée et une altitude maximum prédéterminée, dans cet exemple respectivement égales à 2000 pieds (environ 610 mètres) et 4000 pieds (environ 1220 mètres), 10 - la vitesse de l'hélicoptère est comprise entre une vitesse minimum prédéterminée et une vitesse maximum prédéterminée, dans cet exemple respectivement égales à 130 noeuds (environ 241km/h) et 150 noeuds (environ 278km/h). Bien entendu, selon les variantes, un unique critère ou un 15 nombre réduit de critère parmi les critères mentionnés ci-avant peuvent être retenus pour déterminer si une période est stable. Avantageusement, l'étape de détection de période stable E3 ne s'arrête pas à la première période stable détectée au cours de l'enregistrement, mais à la fin de l'enregistrement des mesures. Ainsi, on 20 peut détecter plusieurs périodes stables au cours d'un même enregistrement des mesures. Un indicateur de stabilité est associé à chacune des périodes stables détectées. Lorsqu'une période stable a été recherchée sur toute la durée de l'enregistrement des mesures, l'étape E3 est finie. Si aucune période 25 stable n'a été détectée (« non » après l'étape E3), le procédé de contrôle de la santé du turbomoteur 12 prend fin (« fin » sur la figure 2). Si une ou plusieurs périodes stables a/ont été détectée(s), l'enregistrement des mesures pendant la période stable présentant l'indicateur de stabilité le plus élevé est analysé au cours de l'étape E4. 30 Dans cet exemple, au cours de l'étape E4 d'analyse des mesures pendant une période stable, les mesures de l'ensemble des paramètres mesurés à l'étape El sont analysées. Si la période stable est plus longue que la durée prédéterminée (dans cet exemple 3 minutes), l'analyse des mesures peut être effectuée sur seulement la durée 35 prédéterminée, ou bien sur toute la durée effective de la période stable.The sensor 16a measures the speed of rotation of the shaft of the gas generator 12a. The sensor 16b measures the rotational speed of the shaft of the free turbine 12b. The sensor 16c measures the degree of opening of the discharge valve 12. The sensor 16d measures the degree of opening of the air sampling valve 12d. The sensor 16e measures the amount of electrical energy taken from the turbine engine 12 via the electric generator 12e. The sensor 16f measures the torque of the shaft of the free turbine 12b. The sensor 16g measures the temperature of the gases between the gas generator 12a and the free turbine 12b. The sensors 16f and 16g are first 30 parameters sensors relating to the turbine engine 12. The sensor 16h measures the outside temperature, that is to say the surrounding temperature of the helicopter. The sensor 161 measures the flight altitude of the helicopter. The sensor 16j measures the speed of the helicopter relative to the surrounding air. This speed is also known to those skilled in the art as "indicated airspeed". The 16k sensor detects the presence of optional equipment such as a sand filter. The sensors 16a to 16e and 16h to 16k are sensors of second parameters relating to the turbine engine 12, to the flight conditions and to the equipment of the helicopter 10. Each computer 14 and 54 comprises in particular a processor, a random access memory, a memory dead and a nonvolatile flash memory (not shown). The read-only memory of each of the computers 14 and 54 forms a processor-readable recording medium on which is recorded one or more computer program (s) (hereinafter "program") including instructions for the operation of the computer. execution of the steps of the health control method of the turbine engine 12 of the helicopter 10 described later with reference to FIG. 2. In this example, a program P1 is implemented in the on-board computer 14 and makes it possible to implement step E1 (see FIG. 2) for recording the measurements of the health control method of the turbine engine 12 of the helicopter 10. A program P2 is implemented in the control computer 54 and makes it possible to implement step E2 (see Fig. 2) for processing the measurements. A program P3 is implemented in the control computer 54 and makes it possible to implement the step E3 (see FIG. A program P4 is implemented in the control computer 54 and makes it possible to implement the step E4 (see Fig. 2) of analysis of the measurements during the stable period. The program P2 is a program using the data generated by the program P1. The program P3 is a program using the data generated by the program P2. The program P4 is a program using the data generated by the program P3. According to one variant, the programs P2 and P3; P3 and P4; or again P2 and P3 and P4 can be combined into one program. According to another variant, the program P2 can be implemented in the on-board computer 14, in addition to the program P1. According to another variant, the program P2 and the program P3 can be implemented in the on-board computer 14, In addition to the program P1. According to yet another variant, the programs P2, P3 and P4 are implemented in the on-board computer 14, in addition to the program P1. In the latter variant, the method is implemented solely by the computer 14, during or after the flight of the helicopter (for steps E2, E3 and E4), and the control computer 54 is not used for the control of the health of the turbine engine 12. Thus, in this last variant, the programs P1 and P2; P3 and P4; P1 and P2 and P3; P2 and P3 and P4; or else P1 and P2 and P3 and P4 can be brought together in one and the same program. In general, if the method is used to optimize the flights of the aircraft, the programs P2 to P4 are advantageously implemented within the onboard computer 14. Conversely, if the method is used to optimize the maintenance, the Programs P2 to P4 are advantageously implemented within the control computer 54. In the embodiment shown in FIG. 1, the on-board computer 14 forms a recorder for recording the measurements of the sensors 16a to 16k while the control computer 54 forms a detection device, a measurement processing device and an analysis device. The process for checking the health of the turbine engine 12 is described with reference to FIG. 2. The process begins (see "start") when starting up the turbomachine 12. Of course, according to a variant, the method can start later, for example when the helicopter takes off. When the process begins, the step El of recording the measurements begins. The recording of the measurements using the on-board computer 14 and the sensors 16a to 16k thus begins as soon as the turbine engine 12 is started, and ends when the engine 12 is stopped by the pilot. Of course, according to one variant, the recording can be stopped before the voluntary shutdown of the turbomachine 12, for example when the helicopter 10 lands. Thus, in the present example, the measurements are recorded during the entire duration of the flight of the helicopter 10, this flight being a normal flight, that is to say a commercial flight or conventional mission for this type of flight. apparatus, from the start of the turbomachine 12 until it stops by the pilot. In this example, the measurements include as many series of measurements over time during flight as sensors, namely a series of measurements per parameter. The recording of the measurements therefore comprises eleven series of measurements over time, measured by the eleven sensors 16a to 16k. Thus, the following parameters are measured during the flight of the helicopter 10: the rotational speed of the gas generator shaft 12a, the speed of rotation of the free turbine 12b, the temperature of the gases between the gas generator 12a and the free turbine 12b, the torque of the shaft of the free turbine 12b, the degree of opening of the discharge valve 12c, the degree of opening of the air bleed valve 12d, the amount of energy electric taken from the turbine engine via the generator 12e, the outside temperature, the flight altitude, the speed of the helicopter 10, and the presence of optional equipment having an impact on the performance of the turbine engine 12. The measurements are carried out at a frequency of 2 Hz (hertz) and are synchronized. Thus, every 0.5 seconds the set of 15 parameters is measured, all the parameters at the same time, and the recorded measurements. At the end of step E1, when the recording of the measurements is completed, the recorded measurements (or the recording of the measurements) are transmitted from the on-board computer 14 to the control computer 54. This step of transmission of measurements can be automatic for example when the turbine engine 12 is stopped, for example via a wireless network, or require a specific intervention, for example the physical transfer of a memory card from the on-board computer 14 to the control computer 54. This measurement transfer step 25 is not illustrated in FIG. 2. It will be noted that this step is not necessary in the variant where the entire process is implemented by the computer of edge 14. Then the processing step of the measurements E2 is executed. In this example, the series of measurements of all the parameters are processed. Thus, the outliers are ignored in the set of measurements of each of the measured parameters, and each of these series is smoothed. It will be noted that, according to one variant, this step E2 is not executed, and that the associated program P2 is not implemented in the control computer 54. Next, step E3 for detecting a period is carried out. stable. In this example, it is considered that a period is stable when, for a predetermined duration of 3 minutes, the derivative of each of the parameters is zero, or considered to be zero, and if: the speed of rotation of the generator shaft 12a is greater than a predetermined speed, in this example equal to 89% of the maximum rotational speed at takeoff, the flight altitude is between a predetermined minimum altitude and a predetermined maximum altitude, in this example respectively equal to 2000 feet (approximately 610 meters) and 4000 feet (approximately 1220 meters), 10 - the speed of the helicopter is between a predetermined minimum speed and a predetermined maximum speed, in this example respectively equal to 130 knots (approximately 241km / h) and 150 knots (about 278km / h). Of course, depending on the variants, a single criterion or a reduced number of criteria among the criteria mentioned above can be used to determine whether a period is stable. Advantageously, the stable period detection step E3 does not stop at the first stable period detected during the recording, but at the end of the recording of the measurements. Thus, several stable periods can be detected during the same recording of the measurements. A stability indicator is associated with each of the detected stable periods. When a stable period has been searched for the entire duration of the recording of the measurements, the step E3 is finished. If no stable period has been detected ("no" after step E3), the health control process of the turbine engine 12 ends ("end" in Fig. 2). If one or more stable periods has / have been detected, the recording of the measurements during the stable period having the highest stability indicator is analyzed during the step E4. In this example, during step E4 for analyzing measurements during a stable period, the measurements of all the parameters measured in step E1 are analyzed. If the stable period is longer than the predetermined duration (in this example 3 minutes), the analysis of the measurements can be performed on only the predetermined duration, or over the entire effective duration of the stable period.

Dans cet exemple, l'analyse des mesures est une analyse classique connue de l'homme du métier. A la fin de l'analyse des mesures pendant la période stable, un ou plusieurs indicateurs de la santé du turbomoteur 12, par exemple une marge en couple de l'arbre de la turbine libre 12b et une marge en température entre le générateur de gaz 12a et la turbine libre 12b sont éditées. Lorsque la période stable a été analysée, le procédé de contrôle de la santé du turbomoteur 12 prend fin (cf. « fin » sur la figure 2).In this example, the measurement analysis is a conventional analysis known to those skilled in the art. At the end of the analysis of the measurements during the stable period, one or more indicators of the health of the turbine engine 12, for example a torque margin of the free turbine shaft 12b and a temperature margin between the gas generator 12a and the free turbine 12b are edited. When the stable period has been analyzed, the health control process of the turbine engine 12 ends (see "end" in Figure 2).

Bien que la présente invention ait été décrite en se référant à des exemples de réalisation spécifiques, il est évident que des modifications et des changements peuvent être effectués sur ces exemples sans sortir de la portée générale de l'invention telle que définie par les revendications. En particulier, des caractéristiques individuelles des différents modes de réalisation illustrés/mentionnés peuvent être combinées dans des modes de réalisation additionnels. Par conséquent, la description et les dessins doivent être considérés dans un sens illustratif plutôt que restrictif. En particulier, bien que le procédé et le système de contrôle de 20 la santé décrit dans la description détaillée sont appliqués à un turbomoteur d'hélicoptère, l'invention est applicable à toute turbomachine de tout aéronef, notamment à un turboréacteur d'avion. Par ailleurs, si l'aéronef comprend plusieurs turbomachines, le procédé peut être appliqué à une seule de ces turbomachines, ou bien à 25 plusieurs ou toutes les turbomachines de cet aéronef. Avantageusement, on déterminera qu'une période est stable lorsque, sur une durée prédéterminée, les critères de stabilité sont remplis par chacune des turbomachines (i.e. au moins un même deuxième paramètre pour chacune des turbomachines vérifie les critères de stabilité).Although the present invention has been described with reference to specific exemplary embodiments, it is obvious that modifications and changes can be made to these examples without departing from the general scope of the invention as defined by the claims. In particular, individual features of the various embodiments illustrated / mentioned can be combined in additional embodiments. Therefore, the description and drawings should be considered in an illustrative rather than restrictive sense. In particular, although the method and health control system described in the detailed description are applied to a helicopter turbine engine, the invention is applicable to any turbomachine of any aircraft, particularly to an aircraft turbojet engine. Furthermore, if the aircraft comprises several turbomachines, the method can be applied to only one of these turbomachines, or to several or all the turbomachines of this aircraft. Advantageously, it will be determined that a period is stable when, over a predetermined duration, the stability criteria are fulfilled by each of the turbomachines (i.e. at least one and the same second parameter for each of the turbomachines satisfies the stability criteria).

30 De plus, les critères de stabilité décrits dans la description détaillée sont des exemples non limitatifs. Bien entendu, tout autre critère peut être appliqué. De même, il est possible de ne retenir qu'un nombre limité de paramètres vérifiant les critères de stabilité. Notamment, le prélèvement d'énergie électrique est facultatif.In addition, the stability criteria described in the detailed description are non-limiting examples. Of course, any other criterion can be applied. Similarly, it is possible to retain only a limited number of parameters that satisfy the stability criteria. In particular, the collection of electrical energy is optional.

35 Selon une variante, l'étape d'enregistrement des mesures n'est pas comprise dans le procédé de contrôle de la santé d'une turbomachine d'aéronef. Dans ce cas, le procédé comprend une étape où on fournit un enregistrement de mesures de premier(s) et deuxième(s) paramètres. Bien entendu, dans ce cas, le système de contrôle de la santé d'une turbomachine d'aéronef ne comprend pas de capteur ni d'enregistreur.5According to one variant, the measurement recording step is not included in the health control method of an aircraft turbomachine. In this case, the method comprises a step where a recording of measurements of first (s) and second (s) parameters is provided. Of course, in this case, the health control system of an aircraft turbine engine does not include a sensor or recorder.

Claims

REVENDICATIONS1. A method for controlling the health of an aircraft turbomachine (12) (10), said method being characterized in that it comprises a step (E3) for detecting a period among measurements of at least a first parameter relating to the turbomachine (12) and at least one second parameter relating to the flight conditions of said aircraft (10), to the equipment of the aircraft (10) and / or to the turbomachine (12) recorded over time during a normal flight of said aircraft (10), said stable period, during which at least the second parameter is substantially stable for a predetermined duration, at least the measurements of the first parameter during said stable period being intended to be analyzed in order to determine the operating state of the turbomachine.

2. Method according to claim 1, comprising, before the step of detecting a stable period (E3), a measurement processing step (E2) in which the outliers of at least the measurements of the second parameter are ignored and / or at least the measurements of the second parameter are smoothed.

3. Method according to claim 1 or 2, comprising, before the step of detecting a stable period (E3) and before the possible measurement processing step (E2), a step (E1) of recording during time during a normal flight of said aircraft (10) measurements of the first parameter and measurements of the second parameter.

4. Method according to any one of claims 1 to 3, comprising, after the step of detecting a stable period (E3), when a stable period has been detected, a step (E4) for analyzing the measurements. first and second parameters recorded during said stable period, one or more indicators representative of the operating state of the turbomachine (12) being provided by said analysis.

5. Method according to any one of claims 1 to 4, wherein the second or at least two parameters comprise at least one parameter selected from the outside temperature, the altitude devol, the speed of the aircraft, the presence of optional equipment having an impact on the performance of the turbomachine (12), the degree of opening or closing of a discharge valve (12c) of the turbomachine (12), the degree of opening or closing of a sampling valve air (12d) or the flow of air taken from the turbomachine (12), the amount of electrical energy taken from the turbine engine (12).

6. The method of claim 5, wherein it is determined that a period is stable when for the duration of the predetermined duration the speed of the aircraft is between a predetermined minimum speed and a predetermined maximum speed and / or the flight altitude. is between a predetermined minimum altitude and a predetermined maximum altitude.

7. Method according to any one of claims 1 to 6, wherein the turbomachine (12) comprises a gas generator (12a) and a free turbine (12b), the first parameter or parameters comprising at least one parameter selected from the torque of the shaft of the free turbine (12b) and the temperature of the gas between the gas generator (12a) and the free turbine (12b).

8. Method according to any one of claims 1 to 7, wherein the turbomachine (12) comprises a gas generator (12a) and a free turbine (12b), the second or at least two parameters comprising at least one parameter chosen from the rotational speed of the gas generator shaft (12a) and the rotational speed of the free turbine (12b).

9. System (100) for controlling the health of an aircraft turbomachine (12) (10), said system being characterized in that it comprises a detection device (54) for detecting one of at least one first parameter relating to the turbomachine (12) and at least one second parameter relating to the flight conditions of said aircraft (10), to the equipment of the aircraft (10) and / or to the turbomachine (12) recorded during time during a normal flight of said stable period aircraft (10), during which at least the second parameter is substantially stable for a predetermined duration, at least the measurements of the first parameter during said stable period being intended to be analyzed in order to to determine the operating state of the turbomachine.

The system (100) of claim 9 including a measurement processing device (54) configured to ignore the outliers of at least the measurements of the second parameter and / or to smooth at least the measurements of the second parameter.

11. System (100) according to claim 9 or 10, comprising sensors (16a-16k) for respectively measuring over time during a normal flight of said aircraft (10) the first parameter and the second parameter, a recorder (14) for recording the measurements of said sensors (16a-16k) over time during the flight of the aircraft (10), and an analyzing device (54) for performing, when a stable period has been detected, an analysis of the measurements of the first and second parameters recorded during said stable period, one or more indicators representative of the operating state of the turbomachine (12) being provided by said analysis.

12. System (100) according to claim 11 wherein the sensors (16a-16k) and the recorder (14) are embedded within the aircraft (10) while the detection device (54) and the device of analysis (54) are not embedded in the aircraft (10).

Computer program comprising instructions for executing the step of detecting a stable period (E3) of the method according to any one of claims 1 to 8 when said program is executed by a computer (54) .

A computer program using the data generated by the computer program according to claim 13, including instructions for executing the analysis step (E4) of the method of claim 3 and any of the Claims 1 to 8.

15. Computer-readable recording medium on which the computer program according to claim 13 and / or the computer program according to claim 14.35 is recorded.