FR3035641A1 - Procede et dispositif pour gerer une perte de puissance sur une installation motrice trimoteur - Google Patents

Abstract

La présente invention concerne un procédé pour gérer une perte de puissance sur une installation motrice comprenant trois moteurs. Durant une étape de surveillance (STP1) chaque moteur (20) est surveillé pour détecter si le moteur a une perte de puissance. Durant une étape de contrôle (STP2), on détermine si l'installation motrice est surmotorisée. Durant une étape de signalisation (STP3), une première alerte (101) est générée lorsqu'un moteur a une perte de puissance et lorsque l'installation motrice est surmotorisée, et une deuxième alerte (102) différente de la première alerte (101) lorsqu'un moteur a une perte de puissance et lorsque l'installation motrice n'est pas surmotorisée,.

Description

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3035641 Procédé et dispositif pour gérer une perte de puissance sur une installation motrice trimoteur La présente invention concerne un procédé et un dispositif pour gérer une perte de puissance sur une installation motrice trimoteur. L'invention se situe donc dans le domaine des installations motrices, et plus particulièrement le domaine des installations motrices d'un aéronef. Un aéronef et en particulier un giravion peut comporter au moins un rotor participant à la propulsion et/ou à la sustentation de cet aéronef. Pour mettre en rotation chaque rotor, l'aéronef comporte alors une installation motrice. Cette installation motrice peut comporter au moins deux moteurs mettant en mouvement au moins une boîte de transmission de puissance principale. Cette boîte de transmission de puissance entraîne alors en rotation le rotor au travers d'un mât rotor. Au moins un moteur peut être un moteur thermique. En particulier, un moteur peut être un turbomoteur. Classiquement un turbomoteur comprend un générateur de gaz muni d'au moins un compresseur, d'une chambre de combustion et d'un ensemble de détente haute pression reliée au compresseur. Le compresseur peut être muni d'une pluralité d'étages de compression, axiaux et/ou centrifuges. De même, l'ensemble de détente peut comprendre au moins une turbine de détente. En outre, le turbomoteur comporte au moins une turbine de travail basse pression libre ou liée au générateur de gaz.

3035641 2 Le fonctionnement du turbomoteur est contrôlé par un système de gestion. Par exemple, un système de gestion est connu sous l'acronyme FADEC associé à l'expression anglaise « Full Authority Digital Engine Control ». Un système de gestion comprend usuellement un calculateur relié à un doseur de carburant et à divers organes de mesure de paramètres. Le doseur de carburant permet alors au système de gestion de contrôler le débit de carburant transmis au turbomoteur. Par ailleurs, un moteur thermique et en particulier un turbomoteur peut fonctionner en mettant en oeuvre une pluralité de régimes. Sur un aéronef multimoteur et notamment bimoteur, de tels régimes incluent des régimes dit normaux à appliquer en l'absence de pannes moteurs. Des tels régimes sont qualifiés par l'acronyme « AEO » correspondant à l'expression anglaise « AIl Engine Operate » A l'inverse, les régimes d'un turbomoteur incluent des régimes dits « d'urgence » à utiliser en cas de pannes d'un moteur. Ces régimes d'urgence sont qualifiés par l'acronyme « 0E1 » correspondant à l'expression anglaise « One Engine Inoperate ». En outre, les systèmes de gestion d'un aéronef bimoteur surveillent les puissances développées par les moteurs. Par exemple, les systèmes de surveillance des deux moteurs communiquent entre eux pour détecter une perte de puissance d'un moteur. Le cas échéant, une indication signale à un équipage qu'une perte de puissance « anormale » s'est produite. Par exemple, un afficheur affiche l'expression anglaise « POWER LOSS » lorsqu'une perte de puissance est détectée.

3035641 3 Une telle perte de puissance est signalée à l'équipage dans la mesure où une perte de puissance peut intervenir avant la panne d'un moteur. Un pilote peut alors être prévenu qu'un régime 0E1 risque de devoir être utilisé. Les turbomoteurs sont généralement équilibrés pour fournir la même puissance. Si un turbomoteur commence à perdre de la puissance, l'autre turbomoteur compense pour fournir plus de puissance. Par conséquent et sur un aéronef bimoteur muni de deux turbomoteurs, la détection d'une perte de puissance est réalisée en évaluant un écart entre les vitesses de rotation des deux générateurs de gaz des turbomoteurs, ou les couples développés par les deux turbomoteurs. La vitesse de rotation du générateur de gaz et le couple développés par un turbomoteur représentent chacun une image de la puissance fournie par le turbomoteur. Si un système de gestion détecte un écart supérieur à un seuil, une alerte de perte de puissance est alors générée. Cette alerte est une alerte dite « alerte rouge » qui informe un équipage qu'un des turbomoteurs est en train de perdre de la puissance. Le pilote détermine alors à partir des paramètres moteurs quel moteur est défaillant. Cette procédure est intéressante mais peut paraître difficile à transposer à un aéronef trimoteur qui est parfois surmotorisé. En effet, un aéronef trimoteur peut présenter des spécificités par rapport à un aéronef bimoteur. Par exemple, la puissance développée par les moteurs peut ne pas être homogène. La présente invention a alors pour objet de proposer un procédé et un dispositif pour gérer une perte de puissance sur une installation motrice trimoteur.

3035641 4 L'invention concerne donc un procédé pour gérer une perte de puissance sur une installation motrice d'un aéronef, cette installation motrice comprenant trois moteurs, chaque moteur pouvant développer une puissance maximale dite « puissance de référence » lorsqu'aucun moteur n'est en panne. Les moteurs peuvent être des moteurs électriques et/ou thermiques tels que des turbomoteurs. Au moins deux moteurs peuvent aussi être différents. Chaque moteur peut alors fonctionner selon au moins un régime normal de fonctionnement AEO. La puissance maximale d'un moteur représente donc la puissance la plus élevée pouvant être développée par ce moteur lors de l'utilisation des régimes normaux. Par exemple, un turbomoteur peut fonctionner selon un régime au décollage en fournissant une puissance maximale au décollage connue sous l'acronyme PMD, et un régime continu en fournissant une puissance maximale en continu connue sous l'acronyme PMC, voire un régime transitoire. La puissance de référence du procédé est alors égale à la puissance maximale au décollage. Un moteur électrique peut aussi fournir une puissance maximale utilisée par le procédé. En outre, au moins un moteur peut fonctionner selon au moins un régime d'urgence 0E1 lorsqu'un moteur est en panne pour développer une puissance d'urgence supérieure à la puissance de référence. Un turbomoteur peut par exemple fonctionner selon un premier régime d'urgence en fournissant pendant un temps court une première puissance d'urgence connue sous l'acronyme 0E130", selon un deuxième régime d'urgence en 3035641 fournissant pendant un temps intermédiaire une deuxième puissance d'urgence connue sous l'acronyme 0E12', ou encore selon un troisième régime d'urgence en fournissant en continu une puissance d'urgence connue sous l'acronyme OElcont. Chaque puissance d'urgence est supérieure à la puissance de référence. Ce procédé comprenant des itérations de calcul successives, l'aéronef requérant une puissance dite « puissance utile » à chaque itération, le procédé met en oeuvre les étapes suivantes à chaque itération : - une étape de surveillance pour détecter une perte de puissance durant laquelle chaque moteur est surveillé pour détecter si un moteur a une perte de puissance, un moteur n'ayant pas une perte de puissance étant dit « moteur en fonctionnement nominal » et un moteur ayant une perte de puissance étant dit « moteur en fonctionnement dégradé », - une étape de contrôle pour détecter une surmotorisation durant laquelle chaque moteur en fonctionnement nominal est surveillé, l'installation motrice étant surmotorisée lorsque la puissance développée conjointement par les moteurs en fonctionnement nominal est suffisante pour atteindre ladite puissance utile, - une étape de signalisation pour : o générer une première alerte afin de signaler une situation dégradée permettant à l'installation motrice de délivrer ladite puissance utile à l'aide des puissances de référence lorsqu'un moteur a une perte de puissance et lorsque l'installation motrice est surmotorisée, o générer une deuxième alerte afin de signaler une situation dégradée ne permettant pas à l'installation 3035641 6 motrice de délivrer ladite puissance utile à l'aide des puissances de référence lorsqu'un moteur a une perte de puissance et lorsque l'installation motrice n'est pas surmotorisée, la deuxième alerte étant différente de la première alerte. Selon ce procédé, un dispositif de gestion de l'aéronef détermine si un moteur est sujet à une perte de puissance. Un tel moteur est donc dénommé « moteur à fonctionnement dégradé » par commodité. A l'inverse, les moteurs fonctionnant correctement sont dénommés par commodité « moteur à fonctionnement nominal ». Sur un aéronef trimoteur et en particulier un giravion, l'installation motrice peut être surmotorisée durant certaines phases de vol. En effet, sur un giravion trimoteur, le giravion est surmotorisé pour certains des points du domaine de vol autorisé, par exemple lors d'un vol en palier. Le procédé permet de prendre en considération cette spécificité. Dès lors durant l'étape de contrôle, le dispositif de gestion considère que l'installation motrice est surmotorisée lorsqu'un moteur subit une perte de puissance. Lorsque l'installation est surmotorisée, les moteurs en fonctionnement nominal sont suffisants pour atteindre la puissance utile nécessaire pour le vol en mettant en oeuvre les régimes normaux de fonctionnement AEO. à l'itération concernée ou à court terme. Par conséquent, le dispositif de gestion peut évaluer si l'installation motrice est surmotorisée à l'itération de calcul concernée ou si l'installation motrice sera surmotorisée à court terme.

3035641 7 En fonction du résultat de l'étape de contrôle, l'étape de signalisation permet d'afficher des alertes différentes. Le procédé permet en effet d'élaborer une logique de détection de perte de puissance à deux niveaux. Un premier niveau consiste à alerter le pilote de la présence d'une perte de puissance qui a peu de conséquence si l'aéronef est surmotorisé dans cette situation de vol. Ainsi, lorsqu'un moteur a une perte de puissance et lorsque l'installation motrice est surmotorisée, le procédé prévoit de générer une première alerte. Cette première alerte peut être une alerte visuelle, tactile et/ou sonore. Par exemple, un aéronef comporte classiquement trois types d'alertes repérées visuellement par un code de couleur. Un aéronef peut ainsi générer des alertes mineures de couleur verte, des alertes intermédiaires de couleur ambre et des alertes critiques de couleur rouge. On se référera à la littérature pour obtenir plus de précisions sur le code de couleur employé. Dans ce contexte, la première alerte peut prendre la forme d'une alerte de couleur ambre. L'intérêt de cette classification est d'alerter le pilote que l'aéronef fonctionne selon un mode dégradé, en précisant que ce fonctionnement dégradé a un impact limité sur le vol. En effet, l'aéronef n'est pas dans une situation critique puisque l'installation motrice est toujours en mesure de fournir la puissance utile nécessaire au vol. Par contre, un deuxième niveau, plus critique, alerte le pilote de la présence d'une perte de puissance significative qui a de réelles conséquences sur le pilotage de l'aéronef.

3035641 8 Lorsqu'un moteur a une perte de puissance et lorsque l'installation motrice n'est pas surmotorisée, le procédé prévoit de générer une deuxième alerte qui est différente de la première alerte. Le second niveau d'alerte se déclenche lorsqu'une perte de puissance d'un moteur induit l'impossibilité de fournir la puissance utile nécessaire au vol en appliquant les régimes normaux de fonctionnement AEO. Cette situation peut par exemple se produire suite à la panne d'un moteur lors d'une montée à forte pente d'un aéronef pour laquelle la puissance de référence des trois moteurs est nécessaire. Dans ce contexte, la deuxième alerte peut prendre la forme d'une alerte de couleur rouge. Cette signalisation indique que la situation est dégradée et que le pilote doit entreprendre des actions urgentes. Par conséquent, ce procédé présente l'avantage d'avoir des niveaux d'alerte prenant en considération une éventuelle surmotorisation. Les deux niveaux d'alerte permettent ainsi de ne pas alerter intempestivement le pilote d'une perte de puissance qui n'a en fait pas de conséquence significative sur son pilotage à court terme. Un tel procédé résout alors une problématique de façon innovante en appliquant une logique nouvelle. Ce procédé peut de plus comporter une ou plusieurs des caractéristiques additionnelles qui suivent. Par exemple, la puissance utile peut être déterminée en appliquant une loi prédéterminée, cette loi prédéterminée 3035641 9 fournissant la puissance utile en fonction d'au moins un des paramètres suivants : un pas collectif des pales d'un rotor principal participant au moins à la sustentation de l'aéronef, une vitesse de rotation desdites pales, une position d'un palonnier contrôlant un rotor secondaire participant au moins à un contrôle du mouvement en lacet de l'aéronef, l'environnement ambiant entourant l'aéronef avec la pression atmosphérique et la température atmosphérique. Le pas collectif peut être le pas collectif courant à savoir lors de l'itération de calcul concernée, ou encore le pas collectif à atteindre suite à un ordre donné lors de l'itération de calcul concernée. En effet, le procédé peut prendre en considération un ordre donné par un anticipateur de puissance usuel. La loi prédéterminée peut être élaborée à l'aide d'essais en vol et / ou de simulations voire d'études aérodynamiques. Sur un giravion muni d'un rotor principal et d'un rotor secondaire, la puissance utile nécessaire pour entrainer le rotor principal à une vitesse donnée est par exemple calculée à l'aide de l'ensemble des paramètres cités précédemment. Par ailleurs, l'aéronef évoluant dans une phase de vol dite « phase de vol courante » à chaque itération, durant l'étape de surveillance une puissance dite « puissance courante » développée par un moteur et un coefficient de répartition sont déterminés pour chaque moteur, ledit coefficient de répartition étant déterminé en fonction de la phase de vol courante, un moteur étant considéré comme étant un moteur en fonctionnement dégradé lorsque la puissance courante est inférieure à un produit d'au moins le coefficient de répartition de ce moteur et de la puissance utile. La puissance utile à fournir n'est pas nécessairement équirépartie entre les trois moteurs de l'installation motrice. La 3035641 régulation des moteurs est faite de telle sorte qu'un coefficient de répartition de puissance est associé à chaque moteur pour obtenir les équations suivantes : P1= a*Put P2= [3*Put P3=y*Put avec "Put" la puissance utile à fournir, "P1 » la puissance courante à fournir avec le premier moteur, "P2 » la puissance courante à fournir avec le deuxième moteur, "P3 » la puissance courante à fournir avec le troisième moteur, « * » le signe de la multiplication, « a » le coefficient de répartition du premier moteur, « F3» le coefficient de répartition du deuxième moteur, « y » le coefficient de répartition du troisième moteur. Selon une première alternative, la puissance courante d'un moteur est égale au produit d'un couple développé par un arbre de travail de ce moteur et d'une vitesse de rotation de cet arbre de travail. Classiquement un moteur comporte un arbre de travail entraînant des organes extérieurs au moteur. La vitesse de rotation de l'arbre de travail peut être mesurée, ou encore évaluée à l'aide de la vitesse de rotation d'un rotor mis en mouvement par l'arbre de travail par exemple en tenant compte du rapport des vitesses relatives au rotor et à l'arbre de travail. Le couple peut être mesuré par un couplemètre usuel disposé au niveau de l'arbre de travail. Selon une deuxième alternative, la puissance courante d'un moteur est déterminée en fonction d'une vitesse de rotation d'un générateur de gaz, de la pression ambiante, de la température 3035641 11 ambiante, d'un vieillissement du moteur et d'une marge de production. Sur un turbomoteur, la puissance délivrée par le moteur à un point de domaine de vol donné, c'est-à-dire à une pression atmosphérique et une température atmosphérique données, peut être évaluée en fonction de la vitesse de rotation du générateur de gaz. Pour une vitesse de rotation donnée du générateur de gaz correspond une puissance donnée aux marges de vieillissement et de production près. Les marges de vieillissement peuvent être évaluées en réalisant un contrôle dit « contrôle de santé moteur ». Les marges de production sont par ailleurs déterminées sur un banc d'essais lors de la fabrication du moteur. Les marges de production représentent la marge présente entre la puissance réelle développée par un moteur et une puissance théorique. Une base de données peut contenir des informations donnant la puissance courante en fonction de la pression atmosphérique, la température atmosphérique, la vitesse de rotation d'un générateur de gaz, d'un vieillissement du moteur et d'une marge de production de ce moteur. En outre, chaque coefficient de répartition est déterminé par essais, calculs, ou simulations. Chaque coefficient de répartition prend en outre une valeur qui varie en fonction de la phase de vol. Ainsi, un coefficient de répartition peut avoir des valeurs différentes lors d'une phase de vol en palier, une phase de vol en descente, une phase de vol en montée, une phase de vol en virage, une phase de vol en stationnaire... La phase de vol peut 3035641 12 être évaluée en fonction par exemple de la vitesse d'avancement de l'aéronef. Cette caractéristique permet de prendre en considération une répartition de puissance éventuellement non homogène qui varie en fonction de la phase de vol. Selon une première variante, une perte de puissance est détectée si la puissance courante d'un moteur est inférieure au produit du coefficient de répartition de ce moteur et de la puissance utile. A chaque instant, le dispositif de gestion devrait mesurer une puissance courante égale au produit du coefficient de répartition de ce moteur et de la puissance utile selon les équations précédentes. Si l'une desdites équations n'est pas vérifiée, le dispositif de gestion en déduit la présence d'une perte de puissance sur le moteur correspondant. Selon une deuxième variante, ce moteur est considéré comme étant un moteur en fonctionnement dégradé lorsque sa puissance courante est inférieure à un produit du coefficient de répartition de ce moteur ainsi que de la puissance utile et d'un coefficient dit « coefficient de puissance » fonction dudit coefficient de répartition. Une perte de puissance est détectée lorsqu'une des relations suivantes est vérifiée : P1 < X* a Put P2 < Y * p Pu P3 < Z * y Put 3035641 13 avec "Put" la puissance utile à fournir, "P1 » la puissance courante à fournir avec le premier moteur, "P2 » la puissance courante à fournir avec le deuxième moteur, "P3 » la puissance courante à fournir avec le troisième moteur, « * » le signe de la multiplication, « a » le coefficient de répartition du premier moteur, « f3» le coefficient de répartition du deuxième moteur, « y » le coefficient de répartition du troisième moteur, « X » le coefficient de puissance du premier moteur, « Y» le coefficient de puissance du deuxième moteur, « Z » le coefficient de puissance du troisième moteur. Les seuils de puissance sont à ajuster par essais, simulations ou calculs en fonction des moteurs de manière à trouver le meilleur compromis entre les deux exigences suivantes : l'alerte doit être affichée suffisamment tôt pour répondre aux critères de certifications et permettre au pilote de réagir en cas de problèmes, et l'alerte ne doit pas être intempestive. L'utilisation de seuils de puissance vise donc à limiter le nombre d'alertes intempestives tout en permettant de générer une alerte relativement rapidement si besoin. En outre, chaque coefficient de puissance est par exemple déterminé en appliquant une loi d'ajustement fournissant ledit coefficient de puissance en fonction d'une marge de puissance prédéterminée et d'un produit pour chaque moteur du coefficient de répartition associé à ce moteur et de ladite puissance utile. Sur un aéronef muni de trois moteurs, la loi d'ajustement pour un moteur donné peut être de la forme suivante : X * a * Put + 13*Put + y*Put = (1-K) *Put où "*" représente le signe de la multiplication, "Put" représente ladite puissance utile, « a » représente le coefficient de répartition 3035641 14 du moteur donné, « R » représente le coefficient de répartition d'un autre moteur, « y » représente le coefficient de répartition d'un autre moteur, « X » représente le coefficient de puissance du moteur donné, « K » représente ladite marge de puissance prédéterminée. Par exemple, si l'on cherche à détecter une perte de puissance globale de 30%, le paramètre K prend la valeur 0.30 ce qui conduit aux relations suivantes pour les trois moteurs : X * a Put + 13*Put + y*Put = 0.70*Put a * Put + Y*13*Put + y*Put = 0.70*Put a * Put + P*Put + Z*y* Put = 0.70*Put avec "Put" la puissance utile à fournir, "P1 » la puissance courante à fournir avec le premier moteur, "P2 » la puissance courante à fournir avec le deuxième moteur, "P3 » la puissance courante à fournir avec le troisième moteur, « * » le signe de la multiplication, « a » le coefficient de répartition du premier moteur, « le coefficient de répartition du deuxième moteur, « y » le coefficient de répartition du troisième moteur, « X » le coefficient de puissance du premier moteur, « Y» le coefficient de puissance du deuxième moteur, « Z » le coefficient de puissance du troisième moteur. Dès lors, selon le procédé, on détermine les coefficients de répartition des moteurs, puis les seuils de puissance de ces moteurs. Dès lors, une perte de puissance est évaluée à l'aide de ces informations. Par ailleurs, selon une réalisation, durant ladite étape de contrôle une surmotorisation est détectée lorsqu'une somme des 3035641 puissances de référence des moteurs en fonctionnement nominal est supérieure à ladite puissance utile. Sur un aéronef trimoteur pourvu d'un premier moteur en perte de puissance, une phase surmotorisée est détectée si : Pmax2 + Pmax3 > Put. avec "Put" la puissance utile à fournir, "Pmax2 » la puissance de référence du deuxième moteur, "Pmax3 » la puissance de référence du troisième moteur, « + » le signe de l'addition. Dans cette situation, le procédé génère la première alerte car le système de régulation du moteur induit la fourniture de la puissance utile requise en requérant plus de puissance de la part des moteurs en fonctionnement nominal, sans pour autant mettre en oeuvre un régime de fonctionnement d'urgence OEI. Aucune action immédiate n'est alors demandée au pilote. Dans la négative, le procédé génère la deuxième alerte pour signifier que le premier moteur risque de tomber en panne, et que les régimes de fonctionnement d'urgence OEI vont devoir être employés. Selon une deuxième réalisation, durant ladite étape de contrôle une surmotorisation n'est pas détectée lorsqu'une dérivée par rapport au temps de la puissance utile est supérieure à un taux prédéterminé sur un intervalle de temps prédéterminé. Le taux prédéterminé et l'intervalle de temps prédéterminé sont déterminés par exemple par essais, calculs, et/ou simulations. Au lieu de détecter une phase surmotorisée à partir de la puissance utile à l'itération courante, cette deuxième réalisation envisage d'étudier l'évolution de la demande de puissance utile sur 3035641 16 les quelques secondes ou minutes qui précèdent la perte de puissance, à savoir durant ledit intervalle de temps. Par exemple, si ladite dérivée est supérieure au taux prédéterminé, la puissance utile requise a beaucoup augmenté durant l'intervalle de temps prédéterminé. Selon le procédé, on peut supposer que la demande de puissance va continuer d'augmenter et que l'installation motrice sera sous-motorisée à court terme. Outre un procédé, l'invention vise un dispositif de gestion pour gérer une perte de puissance sur une installation motrice trimoteur. Le dispositif de gestion applique le procédé décrit précédemment, ledit dispositif de gestion comportant une unité de traitement communiquant avec une unité de signalisation, ladite unité de traitement appliquant ledit procédé pour générer ladite première alerte ou ladite deuxième alerte avec l'unité de signalisation. Eventuellement, l'unité de traitement communique avec au moins un des organes de mesure suivants : un organe de mesure d'un pas collectif de pales d'un rotor principal participant au moins à la sustentation de l'aéronef, un organe de mesure d'une vitesse de rotation desdites pales par rapport à un axe rotor, un organe de mesure d'une position d'un palonnier contrôlant un rotor secondaire participant au moins à un contrôle du mouvement en lacet de l'aéronef, un organe de mesure de la pression atmosphérique, un organe de mesure de la température atmosphérique, un système de détermination d'une phase de vol, un organe de mesure d'un couple développé par un arbre de travail par moteur et un organe de mesure d'une vitesse de rotation de cet arbre de travail, un organe de mesure d'une vitesse de rotation 3035641 17 d'un générateur de gaz par moteur, un système de détermination du vieillissement de chaque moteur. L'invention vise en outre un aéronef muni d'une installation motrice, cette installation motrice comprenant trois moteurs. L'aéronef comporte alors un tel dispositif de gestion. L'invention et ses avantages apparaîtront avec plus de détails dans le cadre de la description qui suit avec des exemples donnés à titre illustratif en référence aux figures annexées qui représentent : - la figure 1, un schéma illustrant un aéronef selon l'invention, et - la figure 2, un schéma illustrant le procédé selon l'invention, Les éléments présents dans plusieurs figures distinctes sont affectés d'une seule et même référence. La figure 1 présente un aéronef 1 selon l'invention. Cet aéronef est muni d'une cellule 2. Une installation motrice 15 trimoteur est alors logée dans cette cellule 2. En particulier, l'aéronef 1 peut être un giravion. Dès lors, la cellule 2 est pourvue d'une partie avant 3 qui porte au moins un rotor dit « rotor principal 5 ». Chaque rotor principal 5 est pourvu d'une pluralité de pales 6 pour participer au moins à la sustentation voire à la propulsion de l'aéronef. Dès lors, l'aéronef est muni par exemple d'un organe 8 pour contrôler le pas collectif des pales 6 du rotor principal, tel qu'un levier dénommé « levier de pas collectif ». Le pas cyclique des pales 6 du rotor principal peut être commandé par un manche 3035641 18 dénommé « manche de pas cyclique » non représenté. Le levier de pas collectif et le manche de pas cyclique contrôlent le pas des pales 6 de chaque rotor principal par des organes usuels non représentés connus de l'homme du métier, tels que des servocommandes et un ensemble de plateaux cycliques par exemple. De plus, la cellule peut comporter une partie arrière 4 qui porte un rotor dit « rotor secondaire 7 » par commodité. Ce rotor secondaire 7 peut participer au contrôle du mouvement en lacet de l'aéronef. Dès lors, l'aéronef est muni par exemple d'un palonnier 9 pour contrôler le pas collectif des pales du rotor secondaire 7. Le palonnier contrôle le pas des pales 6 du rotor secondaire 7 par des organes usuels non représentés connus de l'homme du métier, tels qu'une servocommande par exemple. Pour entraîner en rotation au moins un rotor, l'aéronef 1 peut comporter au moins une boîte de transmission de puissance 10 principale interposée entre le rotor et l'installation motrice 15. Le mouvement la boîte de transmission de puissance 10 est fourni par une installation motrice 15. Cette installation motrice 15 est munie de trois moteurs 20. Ainsi, l'installation motrice 15 est munie d'un moteur 20 dit « premier moteur 21 », d'un moteur 20 dit « deuxième moteur 22 » et d'un moteur 20 dit « troisième moteur 23 ». Chaque moteur 20 comporte un arbre de travail 27 apte à entraîner au moins un rotor, le cas échéant via au moins une boîte de transmission de puissance 10. Par exemple, chaque moteur 20 met en mouvement une boîte de transmission de puissance principale 10 au moyen de son arbre de travail 27, la boîte de 3035641 19 transmission de puissance principale 10 mettant en rotation le rotor principal 5 et le rotor secondaire 7. Par ailleurs, les trois moteurs peuvent être identiques, ou différents. Par exemple, deux moteurs peuvent développer une même puissance théorique supérieure à la puissance théorique pouvant être développée par le dernier moteur. Au moins un moteur 20 peut être un moteur thermique, tel qu'un turbomoteur par exemple. Par exemple, chaque moteur 20 est un turbomoteur selon l'exemple de la figure 1. Un moteur 20 de type turbomoteur est ainsi pourvu d'un générateur de gaz 25 agencé en amont d'un ensemble de détente 26 qui entraîne en rotation l'arbre de travail 27. Chaque moteur peut par ailleurs fonctionner selon au moins un régime normal de fonctionnement AEO. Le premier moteur 21, le deuxième moteur 22 et le troisième moteur 23 peuvent alors développer respectivement une puissance de référence Pmax1, Pmax2, Pmax3 maximale lorsqu'aucun moteur n'est en panne en appliquant les régimes normaux. En outre, au moins un moteur peut fonctionner selon au moins un régime d'urgence 0E1 lorsqu'un moteur est en panne pour développer une puissance d'urgence supérieure à la puissance de référence. Classiquement, chaque moteur 20 peut être contrôlé par un système de gestion 40, tel qu'un système du type connu sous l'acronyme « FADEC » correspondant à l'expression anglaise « Full Authority Digital Engine Control ». L'expression « système de gestion » désigne alors un système contrôlant le fonctionnement d'un moteur. Les systèmes de gestion des moteurs peuvent communiquer entre eux.

3035641 Chaque système de gestion 40 représenté comporte un calculateur de gestion dit plus simplement « calculateur 42 ». Ce calculateur est par exemple du type connu sous l'acronyme « ECU » correspondant à l'expression anglaise « Engine Control Unit ». Dès lors, le calculateur peut être pourvu d'au moins un processeur 43 ou équivalent et d'au moins une unité de mémoire 44. Par exemple, le calculateur comporte par sécurité deux voies de calcul distinctes qui communiquent entre elles. De plus, chaque système de gestion 40 possède un doseur de carburant 41. Le doseur de carburant 41 contrôle le débit de carburant transmis au moteur 20 contrôlé par ce système de gestion 40. Dès lors, le processeur 43 du calculateur 42 exécute des instructions mémorisées dans l'unité de mémoire pour positionner le doseur de carburant 41 dans la position adéquate. Pour notamment déterminer cette position adéquate, chaque système de gestion comporte un système de mesure. L'expression « système de mesure » fait référence à un système déterminant la valeur de paramètres utilisés pour contrôler un moteur 20. Ces paramètres incluent au moins une information relative au fonctionnement de l'aéronef, et en particulier au fonctionnement du moteur contrôlé. Ainsi, le calculateur 42 peut communiquer avec un organe de mesure 85 d'un couple développé par un arbre de travail 27 du moteur 20 contrôlé. Un tel organe de mesure 85 peut comprendre un couplemètre usuel. Un calculateur 42 peut aussi communiquer avec un organe de mesure 95 d'une vitesse de rotation N2 de cet arbre de travail 27, 3035641 21 et d'un organe de mesure 90 d'une vitesse de rotation .N1 du générateur de gaz 25 du moteur. Par ailleurs, chaque système de gestion peut être utilisé pour réaliser un contrôle de la santé d'un moteur. Dès lors, chaque système de gestion représente un système de détermination du vieillissement d'un moteur. Par ailleurs, l'aéronef comporte un dispositif de gestion 50 pour gérer une perte de puissance d'un moteur. Ce dispositif de gestion de panne 50 inclut éventuellement chaque système de gestion, et éventuellement au moins un équipement du système avionique. Dès lors, le dispositif de gestion 50 comporte une unité de traitement 51. Chaque calculateur peut faire partie de l'unité de traitement 51. Toutefois, l'unité de traitement 51 peut représenter selon la figure 1 une unité d'un système avionique communiquant avec chaque système de gestion 40. Une telle unité de traitement 51 peut comporter un processeur 52 ou équivalent, et une unité de stockage 53. En outre, le dispositif de gestion comporte une unité de signalisation 55 reliée à l'unité de traitement 51. L'unité de signalisation 55 est par exemple munie d'un afficheur 56 apte à afficher au moins une alerte et / ou au moins un moyen de diffusion sonore d'une alerte sonore. L'unité de signalisation 55 et l'unité de traitement 51 peuvent faire partie d'un même équipement avionique.

3035641 22 Par ailleurs, l'unité de traitement est reliée à divers organes de mesure. Par exemple et pour chaque moteur, l'unité de traitement peut être reliée au travers du système de gestion 40 de ce moteur à un organe de mesure 85 d'un couple développé par un arbre de travail 27 du moteur, un organe de mesure 95 d'une vitesse de rotation N2 de cet arbre de travail 27, un organe de mesure 90 d'une vitesse de rotation N1 du générateur de gaz 25 du moteur, et un système de détermination du vieillissement du moteur. Par ailleurs, l'unité de traitement peut être reliée à un organe de mesure 60 d'un pas collectif des pales 6 du rotor principal 5. Cet organe de mesure peut par exemple mesurer la position d'une bielle reliant le levier de pas collectif 8 au rotor principal 5. De même, l'unité de traitement peut être reliée à un organe de mesure 80 d'une position du palonnier 9. De plus, l'unité de traitement peut être reliée à un organe de mesure 65 d'une vitesse de rotation du rotor principal. En outre, l'unité de traitement peut être reliée à un organe de mesure 70 de pression atmosphérique et un organe de mesure 71 de température atmosphérique. Enfin, l'unité de traitement peut être reliée à un système de détermination 75 d'une phase de vol. Un tel système peut comprendre une centrale anémobarométrique pour déterminer la vitesse d'avancement de l'aéronef, voire une centrale inertielle pour connaître l'attitude de l'aéronef. Les phases de vol peuvent être déterminées simplement de la façon suivante : 3035641 23 - si l'aéronef à une vitesse verticale positive, alors il s'agit d'une phase de montée ; - si l'aéronef à une vitesse verticale négative, alors il s'agit d'une phase de descente ; - si l'aéronef à une vitesse verticale nulle et une vitesse d'avancement nulle, alors il s'agit d'une phase de vol en stationnaire ; - si l'aéronef à une vitesse verticale nulle et une vitesse d'avancement positive, alors il s'agit d'une phase de croisière. Le dispositif de gestion 50 applique alors le procédé selon l'invention. En référence à la figure 2, le dispositif de gestion 50 met en oeuvre une pluralité d'étapes à chaque itération de calcul Durant une étape de surveillance STP1, le dispositif de gestion 50 surveille l'installation motrice 15 pour détecter une éventuelle perte de puissance sur au moins un moteur. Dès lors, le dispositif de gestion surveille chaque moteur pour détecter si un moteur a une perte de puissance. Par exemple et selon la figure 1, le dispositif de gestion 50 peut déterminer que le deuxième moteur 22 et le troisième moteur 23 sont des moteurs n'ayant pas une perte de puissance. De tels moteurs sont dits « moteur en fonctionnement nominal 32 ». Par contre, le dispositif de gestion peut considérer que le premier moteur 21 est un moteur subissant une perte de puissance. Un tel moteur est dit « moteur en fonctionnement dégradé 31 » par commodité.

3035641 24 Pour évaluer si un moteur subit une perte de puissance, le dispositif de gestion 50 peut déterminer, durant une étape d'évaluation STP11 de l'étape de surveillance STP1, la puissance utile Put nécessaire au vol à l'itération courante. Cette puissance utile Put peut être déterminée par le système de gestion en appliquant une loi prédéterminée mémorisée dans son unité de stockage 53. Une telle loi prédéterminée fournit la puissance utile en fonction d'au moins un des paramètres suivants : un pas collectif des pales 6 du rotor principal 5 participant au moins à la sustentation de l'aéronef, une vitesse de rotation de ces pales 6, une position du palonnier 9 contrôlant le rotor secondaire 7 participant au moins à un contrôle du mouvement en lacet de l'aéronef 1, une pression atmosphérique, une température atmosphérique. La loi prédéterminée peut prendre la forme d'une équation mathématique ou encore d'une base de données par exemple. Dès lors, le dispositif de gestion sollicite les organes de mesure 60, 65, 80, 70 adéquats pour obtenir la valeur de chaque paramètre utilisé par la loi prédéterminée, et en déduit la puissance utile Durant une étape d'évaluation d'une puissance développée STP12 de l'étape de surveillance STP1, le dispositif de gestion détermine la puissance courante développée par chaque moteur au moment de l'itération de calcul. Cette puissance courante peut être calculée par chaque système de gestion 40 et transmise au dispositif de gestion 50, ou peut être calculée par le dispositif de gestion 50 au travers des informations transmises par les systèmes de gestion 40.

3035641 Selon une première alternative, la puissance courante P1, P2, P3 d'un moteur 21, 22, 23 est égale au produit d'un couple développé par un arbre de travail 27 de ce moteur et d'une vitesse de rotation N2 de cet arbre de travail 27. Selon une deuxième alternative, la puissance courante P1, P2, P3 d'un moteur 21, 22, 23 est déterminée en fonction d'une vitesse de rotation N1 d'un générateur de gaz 25, d'un vieillissement et d'une marge de production du moteur. Par ailleurs, chaque moteur peut fournir une puissance courante qui diffère de la puissance fournie par un autre moteur, la somme des puissances courantes fournies par les trois moteurs devant être égale à la puissance utile Put. Durant une étape d'évaluation d'une répartition de puissance STP13 de l'étape de surveillance STP1, le dispositif de gestion détermine des coefficients de répartition a, p, y, la puissance courante à fournir par un moteur étant alors égale au produit de ce coefficient de répartition et de la puissance utile selon les équations suivantes : Put= P1+P2+P3 P1= a*Put P2= fi*Put P3=y*Put avec "Put" la puissance utile à fournir, "P1 » la puissance courante à fournir avec le premier moteur, "P2 » la puissance courante à fournir avec le deuxième moteur, "P3 » la puissance courante à fournir avec le troisième moteur, « * » le signe de la multiplication, « a » le coefficient de répartition du premier moteur, « r3» le 3035641 26 coefficient de répartition du deuxième moteur, « y » le coefficient de répartition du troisième moteur. Le dispositif de gestion détermine chaque coefficient de répartition a, 13, y en fonction de la phase de vol courante. Par exemple, une loi ou une base de données fournit les coefficients de répartition a, p, y en fonction directement de la phase de vol courante, ou indirectement en fonction de paramètres permettant de qualifier une phase de vol. A titre illustratif, un système de détermination 75 détermine la phase de vol courante en fonction de la vitesse d'avancement et de la vitesse de montée de l'aéronef. Ce système de détermination 75 transmet alors au dispositif de gestion 50 la phase de vol courante, ce dispositif de gestion en déduisant la valeur des coefficients de répartition. Le système de détermination 75 peut être une partie du dispositif de gestion 50, en prenant par exemple la forme d'un segment de code informatique. Eventuellement, le dispositif de gestion 50 transmet aux systèmes de gestion 40 les coefficients de répartition pour que chaque moteur fournisse la puissance courante requise. Selon une autre méthode, chaque système de gestion 40 transmet au dispositif de gestion 50 la valeur du coefficient de répartition du moteur qu'il contrôle. Les étapes d'évaluation STP11, d'évaluation d'une puissance développée STP12, et d'évaluation d'une répartition de puissance STP13 peuvent être réalisées l'une après l'autre selon l'ordre décrit sur la figure 2, selon un ordre différent voire simultanément.

3035641 27 Durant une étape d'évaluation d'une perte de puissance STP14 de l'étape de surveillance STP1, le dispositif de gestion détermine si un moteur subit une perte de puissance. Le dispositif de gestion considère qu'un moteur est un moteur en fonctionnement dégradé lorsque sa puissance courante est inférieure au produit d'au moins le coefficient de répartition de ce moteur et de la puissance utile. Selon une première variante de l'étape d'évaluation d'une perte de puissance STP14, un moteur est un moteur en fonctionnement dégradé lorsque sa puissance courante est inférieure au produit du coefficient de répartition de ce moteur et de la puissance utile. Selon une deuxième variante de l'étape d'évaluation d'une perte de puissance STP14, le dispositif de gestion considère qu'un moteur 21, 22, 23 est un moteur en fonctionnement dégradé lorsque sa puissance courante est inférieure au produit du coefficient de répartition a, [3, y de ce moteur 21, 22, 23 ainsi que de la puissance utile Put et d'un coefficient de puissance X, Y, Z. Dès lors, le dispositif de gestion détermine chaque coefficient de puissance X, Y, Z. Chaque coefficient de puissance X, Y, Z est fonction du coefficient de répartition a, (3, y du moteur correspondant et de la puissance utile Put. Par exemple, chaque coefficient de puissance X, Y, Z est déterminé par le dispositif de gestion en appliquant une loi d'ajustement mémorisée fournissant le coefficient de puissance X, Y, Z en fonction d'une marge de puissance K prédéterminée et d'un produit pour chaque moteur 21, 22, 23 du coefficient de répartition a, p, y associé à ce moteur 21, 22, 23 et de ladite puissance utile 3035641 28 Put. Le dispositif de gestion applique pour chaque moteur une équation du type suivant : X * a * Put + 3*Put + y*Put = (1-K)*Put où "*" représente le signe de la multiplication, "Put" représente ladite puissance utile, « a » représente le coefficient de répartition du moteur donné, « p » représente le coefficient de répartition d'un autre moteur, « y » représente le coefficient de répartition d'un autre moteur, « X » représente le coefficient de puissance du moteur donné, « K » représente ladite marge de puissance prédéterminée. Plus précisément, le dispositif de gestion résout les trois équations suivantes : X * a * Put + [3*Put + y*Put = (1-K)*Put a * Put + Y 13*Put + y*Put = (1-K)*Put a * Put + p*Put + Z* y*Put = (1-K)*Put avec "Put" la puissance utile à fournir, "P1 » la puissance courante à fournir avec le premier moteur, "P2 » la puissance courante à fournir avec le deuxième moteur, "P3 » la puissance courante à fournir avec le troisième moteur, « * » le signe de la multiplication, « a » le coefficient de répartition du premier moteur, « p» le coefficient de répartition du deuxième moteur, « y » le coefficient de répartition du troisième moteur, « X » le coefficient de puissance du premier moteur, « Y» le coefficient de puissance du deuxième moteur, « Z » le coefficient de puissance du troisième moteur. Si un moteur est en perte de puissance, durant une étape de contrôle STP2, le dispositif de gestion détermine si l'installation motrice est surmotorisée. Le dispositif de gestion considère que 3035641 29 l'installation motrice est surmotorisée lorsque la puissance développée conjointement par les moteurs en fonctionnement nominal est suffisante pour atteindre ladite puissance utile Put. L'installation motrice est donc surmotorisée si les moteurs en fonctionnement nominal sont aptes à fournir conjointement la puissance utile en utilisant uniquement des régimes normaux de fonctionnement AEO. Selon une première réalisation, le dispositif de gestion effectue la somme des puissances de référence des moteurs en fonctionnement nominal 32. Ces puissances de référence peuvent être transmises par les systèmes de gestion, ou encore mémorisées dans le dispositif de gestion. Si cette somme est supérieure à la puissance utile Put, l'installation motrice est surmotorisé. Par exemple, si le deuxième moteur et le troisième moteur sont en fonctionnement, le dispositif de gestion détermine si la relation suivante est vérifiée : Pmax2 + Pmax3 > Put où « Pmax2 » représente la puissance de référence du deuxième moteur, « Pmax3 » représente la puissance de référence du troisième moteur et « Put » représente la puissance utile. Si cette relation est vérifiée, l'installation motrice est surmotorisée. Selon une deuxième réalisation, le dispositif de gestion effectue évalue si la valeur d'une dérivée par rapport au temps de la puissance utile Put est supérieure à un taux prédéterminé tx sur 3035641 intervalle de temps prédéterminé. Si la condition suivante est vérifiée, l'installation motrice est considérée comme n'étant pas surmotorisée : dPut/dt > tx où « dPut/dt » représente la dérivée par rapport au temps de la puissance utile Put, et « tx » représente le taux prédéterminé. Enfin, durant une étape de signalisation STP3 le dispositif de gestion sollicite l'unité de signalisation 55 en fonction de la situation. Le dispositif de gestion transmet ainsi un signal à l'unité de signalisation 55 pour générer une première alerte 101 lorsqu'un moteur a une perte de puissance et lorsque l'installation motrice est surmotorisée, Par contre, le dispositif de gestion transmet ainsi un signal à l'unité de signalisation 55 pour générer une deuxième alerte 102 lorsqu'un moteur a une perte de puissance et lorsque l'installation motrice n'est pas surmotorisée, la deuxième alerte étant différente de la première alerte. Naturellement, la présente invention est sujette à de nombreuses variations quant à sa mise en oeuvre. Bien que plusieurs modes de réalisation aient été décrits, on comprend bien qu'il n'est pas concevable d'identifier de manière exhaustive tous les modes possibles. Il est bien sûr envisageable de remplacer un moyen décrit par un moyen équivalent sans sortir du cadre de la présente invention.

Claims (13)

1. REVENDICATIONS1. Procédé pour gérer une perte de puissance sur une installation motrice (15) d'un aéronef (1), ladite installation motrice (15) comprenant trois moteurs (20), chaque moteur (20) pouvant développer une puissance maximale dite « puissance de référence (Pmax1, Pmax2, Pmax.3) » lorsqu'aucun moteur (20) n'est en panne , caractérisé en ce que ledit procédé comprenant des itérations de calcul successives, ledit aéronef (1) requérant une puissance dite « puissance utile (Put) » à chaque itération, le procédé met en oeuvre les étapes suivantes à chaque itération : - une étape de surveillance (STP1) pour détecter une perte de puissance durant laquelle chaque moteur (20) est surveillé pour détecter si un moteur a une perte de puissance, un moteur n'ayant pas une perte de puissance étant dit « moteur en fonctionnement nominal (32) » et un moteur ayant une perte de puissance étant dit « moteur en fonctionnement dégradé (31) », - une étape de contrôle (STP2) pour détecter une surmotorisation, l'installation motrice étant surmotorisée lorsque la puissance développée conjointement par les moteurs en fonctionnement nominal (32) est suffisante pour atteindre ladite puissance utile (Put), - une étape de signalisation (STP3) pour : o générer une première alerte (101) afin de signaler une situation dégradée permettant à l'installation motrice (15) de délivrer ladite puissance utile (Put) à l'aide des puissances de référence lorsqu'un moteur a une perte 3035641 32 de puissance et lorsque l'installation motrice est surmotorisée, o générer une deuxième alerte (102) afin de signaler une situation dégradée ne permettant pas à l'installation motrice (15) de délivrer ladite puissance utile (Put) à l'aide des puissances de référence lorsqu'un moteur a une perte de puissance et lorsque l'installation motrice n'est pas surmotorisée, la deuxième alerte étant différente de la première alerte.
2. 2. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce que ladite puissance utile (Put) est déterminée en appliquant une loi prédéterminée, ladite loi prédéterminée fournissant ladite puissance utile en fonction d'au moins un des paramètres suivants : un pas collectif de pales (6) d'un rotor principal (5) participant au moins à la sustentation de l'aéronef, une vitesse de rotation desdites pales (6), une position d'un palonnier (9) contrôlant un rotor secondaire (7) participant au moins à un contrôle du mouvement en lacet de l'aéronef (1), une pression atmosphérique et une température atmosphérique.
3. 3. Procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 2, caractérisé en ce que l'aéronef (1) évoluant dans une phase de vol dite « phase de vol courante » à chaque itération, durant l'étape de surveillance une puissance dite « puissance courante (P1, P2, P3) » développée par un moteur (21, 22, 23) et un coefficient de répartition (a, (, y) sont déterminés pour chaque moteur (21, 22, 23), ledit coefficient de répartition (a, (, y) étant déterminé en fonction de la phase de vol courante, un moteur étant considéré comme étant un moteur en fonctionnement dégradé (31) lorsque sa puissance courante (P1, P2, P3) est inférieure à un produit d'au 3035641 33 moins le coefficient de répartition de ce moteur (21, 22, 23) et de la puissance utile (Put).
4. 4. Procédé selon la revendication 3, caractérisé en ce que ladite puissance courante (P1, P2, P3) d'un moteur (21, 22, 23) est égale au produit d'un couple développé par un arbre de travail (27) de ce moteur et d'une vitesse de rotation de cet arbre de travail (27).
5. 5. Procédé selon la revendication 3, caractérisé en ce que ladite puissance courante (P1, P2, P3) d'un moteur (21, 22, 23) est déterminée en fonction d'une vitesse de rotation d'un générateur de gaz (25), d'un vieillissement du moteur et d'une marge de production.
6. 6. Procédé selon l'une quelconque des revendications 3 à 5, caractérisé en ce qu'un moteur (21, 22, 23) est considéré comme étant un moteur en fonctionnement dégradé (31) lorsque sa puissance courante (P1, P2, P3) est inférieure à un produit du coefficient de répartition (a, [3, y) de ce moteur (21, 22, 23) ainsi que de la puissance utile (Put) et d'un coefficient de puissance (X, Y, Z) fonction dudit coefficient de répartition (a, [3, y).
7. 7. Procédé selon la revendication 6, caractérisé en ce que chaque coefficient de puissance (X, Y, Z) est déterminé en appliquant une loi d'ajustement fournissant ledit coefficient de puissance (X, Y, Z) en fonction d'une marge de puissance (K) prédéterminée et d'un produit pour chaque moteur (21, 22, 23) du coefficient de répartition (a, (3, y) associé à ce moteur (21, 22, 23) et de ladite puissance utile (Put).
8. 8. Procédé selon la revendication 7, 3035641 34 caractérisé en ce que sur un aéronef (1) muni de trois moteurs, ladite loi d'ajustement pour un moteur donné est de la forme suivante : X * a * Put + f3*Put + y*Put = (1-K)*Put où "*" représente le signe de la multiplication, "Put" représente ladite puissance utile, « a » représente le coefficient de répartition du moteur donné, « 3 » représente le coefficient de répartition d'un autre moteur, « y » représente le coefficient de répartition d'un autre moteur, « X » représente le coefficient de puissance du moteur donné, « K » représente ladite marge de puissance prédéterminée.
9. 9. Procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 8, caractérisé en ce que, durant ladite étape de contrôle (STP2) une surmotorisation est détectée lorsqu'une somme des puissances de référence (Pmax1, Pmax2, Pmax3) des moteurs en fonctionnement nominal (32) est supérieure à ladite puissance utile (Put).
10. 10. Procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 8, caractérisé en ce que durant ladite étape de contrôle (STP2) une surmotorisation n'est pas détectée lorsqu'une dérivée par rapport au temps de la puissance utile (Put) est supérieure à un taux prédéterminé (tx) sur un intervalle de temps prédéterminé.
11. 11. Dispositif de gestion (50) pour gérer une perte de puissance sur une installation motrice (15) trimoteur, caractérisé en ce que ledit dispositif de gestion (50) applique le procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 10, ledit dispositif de gestion (50) comportant une unité de traitement (51) communiquant avec une unité de signalisation (55), ladite unité de 3035641 35 traitement (51) appliquant ledit procédé pour générer ladite première alerte (101) ou ladite deuxième alerte (102) avec l'unité de signalisation (55).
12. 12. Dispositif de gestion selon la revendication 11, caractérisé en ce que ladite unité de traitement (51) communique avec au moins un des organes de mesure suivants : un organe de mesure (60) d'un pas collectif de pales (6) d'un rotor principal (5) participant au moins à la sustentation de l'aéronef (1), un organe de mesure (65) d'une vitesse de rotation desdites pales (6), un organe de mesure (80) d'une position d'un palonnier (9) contrôlant un rotor secondaire (7) participant au moins à un contrôle du mouvement en lacet de l'aéronef, un organe de mesure (70) d'une pression atmosphérique, un organe de mesure (71) d'une température atmosphérique, un système de détermination (75) d'une phase de vol, un organe de mesure (85) d'un couple développé par un arbre de travail (27) par moteur (21, 22, 23) et un organe de mesure (95) d'une vitesse de rotation (N2) de cet arbre de travail (27), d'un organe de mesure (90) d'une vitesse de rotation (N1) d'un générateur de gaz (25) d'un moteur (21, 22, 23), d'un système de détermination (40) du vieillissement de chaque moteur (21, 22, 23).
13. 13. Aéronef (1) muni d'une installation motrice (15), ladite installation motrice (15) comprenant trois moteurs (20), caractérisé en ce que ledit aéronef (1) comporte un dispositif de gestion (50) selon l'une quelconque des revendications 11 à 12.