FR3071059A1 - Systeme de detection par analyse vibratoire des avaries affectant un moyeu d'helice - Google Patents
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Abstract
L'invention concerne un système de détection (44) de l'apparition de criques ou de fissures (38) sur un moyeu (24) d'hélice comportant une paroi (26) sensiblement annulaire d'axe A munie de moyens (28) de montage de pales (20, 22) de ladite hélice (12, 14), caractérisé en ce qu'il comporte des moyens de caractérisation (36a, 36b, 36c) des déformations des pales (22), des moyens d'interrogation (40) desdits moyens de caractérisation (36a, 36b, 36c), des moyens d'acquisition (37) de la vitesse de rotation dudit moyeu (24), et des moyens de traitement (42), configurés pour déterminer, à partir des moyens de caractérisation (36a, 36b, 36c) et des moyens d'acquisition (37), des modes propres de chacune desdites pales (22) et les comparer à des modes propres de référence desdites pales (22) de manière à émettre un signal représentatif d'une variation desdits modes propres, et des premiers moyens de réception (46) dudit signal pendant la rotation du moyeu (24).
Description
Domaine technique de l’invention:
La présente invention concerne un système de détection des avaries affectant un moyeu d’hélice à pales à calage variable pour une turbomachine du type à soufflante non carénée ou une turbomachine du type à hélice telle qu'un turbopropulseur, et un procédé de surveillance mettant en œuvre ce système de détection et permettant le suivi opérationnel d’un aéronef afin de déclencher, si nécessaire, une opération de maintenance.
État de l’art :
Une turbomachine de ce type comprend typiquement une hélice externe ou deux hélices externes coaxiales et contrarotatives, qui sont entraînées en rotation par une turbine de la turbomachine, et qui s’étendent sensiblement radialement à l’extérieur de la nacelle de cette turbomachine.
Chaque hélice comprend usuellement un moyeu de support de ses pales, qui présente généralement une forme globale annulaire. Ce moyeu est concentrique à l’axe longitudinal de la turbomachine et il comporte une paroi sensiblement annulaire comportant des moyens de montage de pales de ladite hélice qui sont répartis angulairement de manière régulière autour de l’axe de la turbomachine. Ces moyens de montage peuvent être constitués de logements recevant des paliers de guidage en rotation des pivots assurant le maintien des pales, ces logements étant formés dans des ouvertures du moyeu, ou des cheminées d’orientation radiale qui s’étendent à partir de la paroi annulaire du moyeu et reçoivent des paliers de guidage en rotation des pieds de pales.
Un moyen d'accouplement relie par ailleurs le moyeu à un élément de rotor de turbine de la turbomachine pour assurer son entraînement.
Les pales peuvent tourner dans les logements et sont pour cela entraînées en rotation autour de leurs axes respectifs par des moyens appropriés de façon à régler le calage angulaire des pales, de façon à optimiser ce calage en fonction des conditions de fonctionnement de la turbomachine.
En fonctionnement, les pièces tournantes de la turbomachine, et notamment le moyeu et les pales de l’hélice, sont soumises, à des degrés divers, à des contraintes importantes, qu’elles soient d’ordre mécanique, thermique, aérodynamique, etc.
En particulier, les ouvertures, ou les cheminées, dont les logements reçoivent les pieds de pales, tendent à se déformer sous les efforts importants qui s’exercent au niveau des pieds des pales. Ces contraintes soumettent non seulement les zones du moyeu voisines des pieds des pales à des phénomènes d’usure par fatigue, mais sollicitent également le reste du moyeu, dans lequel les sollicitations de fatigue se propagent.
Par ailleurs, le moyeu peut faire l’objet de chocs au cours de son fonctionnement, par exemple lors des opérations de maintenance.
Ces différentes sollicitations peuvent conduire à l'apparition de criques et/ou de fissures dans le moyeu.
Par fissure, on entend une fente d'origine accidentelle survenant dans toute l'épaisseur du matériau du moyeu. Par crique, on entend une fente d'origine accidentelle survenant en surface du matériau du moyeu mais ne se propageant pas dans toute son épaisseur.
En particulier, les criques ou les fissures peuvent se propager jusqu'aux ouvertures ou aux cheminées recevant les pieds des pales, et provoquer une dégradation de ces logements ou cheminées de sorte qu'ils ne sont plus à même d'assurer le maintien des pieds des pales.
Un tel événement doit absolument être évité, car toute perte du maintien des pieds des pales peut entraîner à terme une éjection des pales correspondantes. Outre la perte de capacité motrice et les risques importants de détérioration de la turbomachine qui en résultent, une perte de pale constitue un évènement dangereux.
Pour remédier à cet inconvénient, il est possible de renforcer les moyeux de manière à proposer des chemins d'efforts redondants permettant de garantir le maintien des pivots dans leurs logements même en cas de fissuration d'une partie des logements des cheminées de pieds de pales. Toutefois, une telle conception est particulièrement pénalisante en termes de masse, puisqu'elle implique d'augmenter la masse de la matière mise en œuvre dans la fabrication du moyeu. Une telle conception a donc également pour conséquence d'augmenter la consommation de carburant de l'avion considéré.
Une autre solution consiste à effectuer une surveillance globale de l'état du moyeu le plus régulièrement et continûment possible au cours de son fonctionnement entre deux opérations de maintenance, de manière à pouvoir diagnostiquer au plus tôt toute amorce de fissuration de la paroi du moyeu ou des ouvertures et/ou cheminées de pieds de pales afin d'éviter une rupture du moyeu pendant son fonctionnement. Une telle surveillance doit surtout permettre d'effectuer un diagnostic quant à la santé du moyeu afin de permettre d'estimer, en cas de détection d'une avarie survenant au moyeu, si l'aéronef peut finir son vol et éventuellement entreprendre d'autres vols avant qu'une opération de maintenance ne soit déclenchée, ou si il doit, tout en maintenant des conditions de sécurité optimales, se diriger vers l'aéroport le plus proche afin de subir une opération de maintenance anticipée.
Plusieurs méthodes de contrôle de l'intégrité d'un composant en temps réel sont connues de l'état de la technique. En particulier, outre les méthodes purement visuelles mettant en œuvre l'intervention d'un opérateur, il est connu de contrôler l'intégrité d'une paroi en l'instrumentant à l'aide de capteurs disposés à des emplacements stratégiques particulièrement sensibles de la paroi.
Dans le cas d’une pièce de formes complexes et, qui plus est, en mouvement, tel qu’un moyeu d’hélice, se pose le problème du nombre de capteurs à disposer sur ce moyeu, du traitement des informations émises par ces capteurs, et de la réception de ces informations.
En particulier, une pièce de formes complexes telles qu'un moyeu de turbopropulseur nécessite une couverture des capteurs qui est adaptée à sa surface, et en particulier un placement des capteurs autour des ouvertures et/ou des cheminées recevant les pivots d'articulation des pales aussi bien que dans des parties intermédiaires du moyeu, afin d'assurer un diagnostic global fiable de l'état du moyeu.
Le grand nombre de points d’implantation des capteurs pose en outre le problème de la connexion à ceux-ci. Il est difficilement envisageable d'implanter sur une pièce en mouvement tel qu'un moyeu de turbomachine un grand nombre de capteurs, notamment dans le cas d'un moteur de série, car la multiplicité des connexions qui seraient alors nécessaires impliquerait des contraintes d'intégration de ces branchements et capteurs et imposerait de plus des contraintes importantes de maintenance afin d'éviter les dysfonctionnements.
Exposé de l’invention :
L'invention propose de remédier à ces inconvénients en utilisant une méthode de contrôle consistant non plus à surveiller tout le moyeu dans sa globalité, mais à surveiller uniquement le comportement vibratoire des pales de l’hélice portées par ce moyeu. En effet, toute apparition d’une crique ou d’une fissure affectant les moyens de montage d’une pale se traduit par une modification des modes propres de cette pale. Il est donc possible de détecter l’apparition d’une crique ou d’une fissure à proximité d’une pale dès lors que les modes propres de cette pale se trouvent affectés.
Dans ce but, l’invention propose un système de détection de l'apparition de criques ou de fissures sur un moyeu d'hélice ou de soufflante non carénée de turbomachine, en particulier d'aéronef, comportant une paroi sensiblement annulaire d'axe A et comprenant des moyens de montage de pales de ladite hélice répartis angulairement de manière régulière autour dudit axe A, ladite détection étant effectuée au cours de la rotation dudit moyeu, caractérisé en ce qu’il comporte :
- des moyens de caractérisation des déformations de chaque pale,
- des moyens d’interrogation desdits moyens de caractérisation, configurés pour délivrer des premières informations représentatives desdites déformations sur chaque pale,
- des moyens d'acquisition de la vitesse de rotation dudit moyeu, configurés pour délivrer une deuxième information représentative de la vitesse de rotation du moyeu,
- des moyens de traitement, configurés pour associer lesdites premières informations représentatives des déformations de chaque pale à chaque information de vitesse, pour, calculer à partir desdites premières et deuxièmes informations, des modes propres de chacune desdites pales, puis comparer lesdits modes propres de chacune desdites pales à des modes propres de référence desdites pales et pour émettre un signal contenant une troisième information représentative d'une différence entre les modes propres d'une pale et lesdits modes propres de référence, ladite différence étant la conséquence d’une crique ou d’une fissure apparue sur le moyeu,
Selon d’autres caractéristiques du système de détection :
- les modes propres de référence d'une pale déterminée sont constitués des modes propres de référence de la même pale déterminée calculés à une date antérieure à laquelle ladite pale a été considérée comme présentant une réponse vibratoire normale,
- les modes propres de référence d'une pale déterminée sont constitués des modes propres d'au moins une autre pale calculés en même temps que lesdits modes propres de ladite pale déterminée,
- les moyens de caractérisation des déformations de chaque pale comportent au moins une fibre optique s’étendant sur ou dans ladite pale, qui est configurée pour détecter une déformation de chaque pale et les moyens d’interrogation desdits moyens de caractérisation sont des moyens d’interrogation laser de ladite fibre qui sont configurés pour délivrer les premières informations représentatives d'une déformation de ladite pale,
- les moyens de caractérisation des déformations de chaque pale comportent au moins une jauge d'extensométrie placée sur ou dans la pale, et les moyens d’interrogation comportent des moyens de mesure de la résistance de ladite au moins une jauge d'extensométrie qui sont configurés pour délivrer les premières informations représentatives d'une déformation de ladite pale.
- les moyens de caractérisation des déformations de chaque pale comportent au moins un élément déformable avec la pale, et les moyens d’interrogation comportent des moyens de mesure optique de mesure de la déformation dudit élément qui sont configurés pour délivrer les premières informations représentatives d'une déformation de ladite pale,
- le système comporte des premiers moyens de réception de ladite troisième information, distants du moyeu et fixes par rapport à la turbomachine pendant la rotation du moyeu,
- les moyens d'interrogation et les moyens de traitement sont portés par le moyeu, et les premiers moyens de réception (46) du signal contenant la troisième information (13) sont reliés aux moyens de traitement par une liaison sans fil,
- les premiers moyens de réception sont aptes à relayer le signal contenant ladite troisième information vers des seconds moyens de réception dudit signal par une liaison sans fil,
- chaque moyen de réception comporte au moins une base de données comportant au moins un seuil d’alerte associé à un niveau déterminé de criticité de la troisième information, ledit niveau étant spécifiquement associé à un opérateur dédié, et des moyens d'alerte configurés pour alerter ledit opérateur dédié en réponse au dépassement dudit seuil d’alerte par ladite troisième information.
L’invention concerne aussi un procédé de surveillance d’un aéronef comportant un système de détection du type décrit précédemment, caractérisé en ce que l'opérateur dédié est un technicien au sol et en ce que le procédé comporte au moins successivement :
- une étape au cours de laquelle, la turbomachine fonctionnant et son moyeu étant tournant, les moyens d'alerte du système de détection alertent ledit technicien au sol opérateur du dépassement d'un seuil d’alerte de la troisième information, ledit seuil d'alerte étant spécifiquement associé audit technicien au sol ;
- une étape au cours de laquelle, après un retour au sol de l’aéronef, ledit technicien au sol vérifie si ledit dépassement correspond à la présence d'une crique ou d'une fissure sur le moyeu, afin d'initier éventuellement une opération de maintenance dudit moyeu.
Brève description des figures :
L’invention sera mieux comprise et d’autres détails, caractéristiques et avantages de la présente invention apparaîtront plus clairement à la lecture de la description qui suit faite à titre d’exemple non limitatif et en référence aux dessins annexés, dans lesquels :
- la figure 1 est une vue en perspective d'une turbomachine comportant des hélices contrarotatives ;
- la figure 2 est une vue schématique en perspective d'un premier type de moyeu pour une hélice de turbomachine ;
- la figure 3 est une vue schématique en perspective d'un second type de moyeu pour une hélice de turbomachine ;
- la figure 4 est une vue schématique en perspective d'une turbomachine d’un premier type ;
- la figure 5 est une vue schématique en perspective d'une turbomachine d’un second type ;
- la figure 6 est une vue schématique en perspective d’un premier mode de réalisation d’une hélice mise en œuvre dans un système de détection selon l’invention ;
- la figure 7 est une vue schématique en perspective d’un deuxième mode de réalisation d’une hélice mise en œuvre dans un système de détection selon l’invention ;
- la figure 8 est une vue schématique en perspective d’un troisième mode de réalisation d'une hélice mise en œuvre dans un système de détection selon l’invention ;
- la figure 9 est une vue schématique en perspective d'une turbomachine équipée d’un système de détection selon l’invention ;
- la figure 10 est une vue schématique d'ensemble d'un système de détection selon l'invention ;
- la figure 11 est une vue schématique représentant les étapes d'un procédé de détection selon l'invention.
Description détaillée :
Dans la description qui va suivre, des chiffres de référence identiques désignent des pièces identiques ou ayant des fonctions similaires.
On a représenté à la figure 1 un moteur constitué d'une turbomachine 10 à hélices motrices propulsives connue de l'état de la technique. De manière connue, une telle turbomachine 10 comporte deux soufflantes ou hélices 12, 14 non carénées et contrarotatives. Pour cette raison, cette turbomachine 10 est connue sous la dénomination anglo-saxonne de « open rotor ». L'invention n'est toutefois pas limitée à ce type de turbomachine et trouve aussi à s'appliquer à tout type de turbomachine à hélice(s), qu'il s'agisse d'une turbomachine à soufflante non carénée ou d'un turbopropulseur, que le moteur soit en configuration propulsive ou tractrice.
Dans l'exemple qui a été représenté à la figure 1, la turbomachine 10 comporte pour l'essentiel une nacelle fixe 16 qui reçoit un moteur à turbine à gaz, dont on aperçoit une tuyère 18 et autour duquel sont montées tournantes les hélices 12, 14 de manière contrarotative.
Chaque hélice 12, 14 comporte des pales correspondantes 20, 22 qui sont montées sur un moyeu 24 (non visible sur la figure 1).
Comme l'illustrent les figures 2 et 3, le moyeu 24 comporte une paroi 26 sensiblement annulaire d'axe A et des moyens de montage 28 des pales 20 ou 22 de ladite hélice 12 ou 14 qui sont répartis angulairement de manière régulière autour dudit axe A dans des premières parties 25 dudit moyeu 24.
Selon les modes de réalisation des hélices 12, 14, le moyeu 24 peut prendre diverses configurations. Selon un premier mode de réalisation du moyeu 24 qui a été représenté à la figure 2, celui-ci est destiné à une turbomachine 10 comportant des pales 20, 22 qui s'étendent directement à partir de la paroi 26 du moyeu 24. À cet effet, les moyens de montage 28 des pales 20, 22 comportent des ouvertures 30 réparties angulairement de manière régulière autour de l'axe A du moyeu 24. Les ouvertures 30 sont notamment destinées à former des logements cylindriques radiaux aptes à recevoir des paliers (non visibles sur la figure 2) permettant la rotation des pales autour d'axes radiaux R, afin de permettre leur orientation pour contrôler le rendement propulsif de l'hélice 12, 14 associée. Une turbomachine 10 comportant un tel moyeu 24 a été représentée de manière schématique à la figure 4.
Selon un second mode de réalisation du moyeu 24, dont on a représenté un tronçon angulaire à la figure 3, les moyens de montage 28 des pales comportent des cheminées tubulaires 32 qui s'étendent radialement à partir de la paroi annulaire 26 selon des axes radiaux R et qui sont destinées à délimiter des logements radiaux recevant intérieurement des paliers (non visibles sur la figure 3) permettant la mise en rotation des pales 24. Un tel moyeu 24 est généralement destiné à être entouré par une nacelle tournante 34, cette nacelle entourant l'extrémité des cheminées 32.
D'une manière générale, quel que soit le mode de réalisation du moyeu 24, celui-ci peut être entouré par une nacelle tournante, comme cela a été représenté aux figures 1 et 5.
En fonctionnement, les pièces tournantes de la turbomachine, et notamment les moyeux 24 et les pales 20, 22 des hélices 12, 14, sont soumises, à des degrés divers, à des contraintes importantes, qu’elles soient d’ordre mécanique, thermique, ou aérodynamique. Les ouvertures 30 ou les cheminées 32, qui reçoivent dans leurs logements radiaux les pieds des pales 20, 22, tendent à se déformer sous les efforts importants qui s’exercent au niveau des pieds des pales 20, 22. Ces contraintes soumettent non seulement les zones de la paroi 26 du moyeu 24 qui sont voisines des pieds des pales 20, 22 à des phénomènes d’usure par fatigue, mais également le reste de la paroi 26 du moyeu 24, dans lequel les sollicitations de fatigue se propagent.
En opération, le moyeu 24 peut également faire l'objet de chocs, par exemple lors d’une opération de maintenance.
Ces différentes sollicitations peuvent conduire à l'apparition de criques et/ou de fissures dans le moyeu 24.
Par fissure, on entend une fente d'origine accidentelle survenant dans toute l'épaisseur du matériau du moyeu 24. Par crique, on entend une fente d'origine accidentelle survenant seulement en surface du matériau du moyeu mais ne se propageant pas dans toute son épaisseur.
Ces criques ou fissures peuvent se propager jusqu'aux ouvertures 30 ou aux cheminées 32 recevant les pieds des pales, et provoquer une dégradation rapide des ouvertures 30 ou des cheminées 32 de sorte qu'elles ne soient plus à même d'assurer le maintien des pieds des pales 20, 22.
La problématique liée aux criques et/ou aux fissures est qu'elles ne sont pas nécessairement aisément détectables lorsque la turbomachine 10 est arrêtée. En effet, c'est principalement seulement lorsque le moyeu 24 tourne et est soumis aux efforts, notamment centrifuges, qu’exercent sur lui les pales 20, 22 en fonctionnement, que les bords des criques ou les fissures s’ouvrent et que ces criques ou fissures seraient les plus facilement décelables, par une inspection visuelle ou par toute autre méthode conventionnelle d'imagerie, alors même que précisément la rotation du moyeu interdit l'usage de ces méthodes. Lorsque la turbomachine 10 est arrêtée, ces criques et/ou fissures, quoique présentes, peuvent se refermer et ne peuvent être aisément décelées. Ceci pose un problème en termes de sécurité, car il est en ce cas difficile de prévoir le temps d'exploitation restant de l'aéronef avant qu'il ne doive être soumis à une opération de maintenance visant à remédier à ces criques ou fissures, ce qui peut perturber son planning de vols.
En outre, le suivi de l'évolution d'une crique ou d'une fissure de vol à vol est contraignant, car un tel suivi implique une communication entre les équipes de maintenance basées sur les différents sites d'atterrissage de l'aéronef avec des horaires différents et implique par conséquent la mise en place de moyens de partage de l'information.
Enfin, ces criques et/ou fissures peuvent survenir en vol et se propager de manière rapide sans avoir été détectées lors d'un examen au sol. Or une crique ou une fissure se propageant sur une pièce critique comme le moyeu 24 pose un problème de sécurité quant au maintien des pales 20, 22 et il est donc nécessaire de la détecter au plus tôt, sans attendre le retour au sol de l'aéronef et l'arrêt du moteur.
Jusqu'à présent, un moyen pour contourner cette problématique a été de proposer des moyens 28 de montage des pales 20, 22 comportant des chemins d'efforts redondants permettant de garantir le maintien des pieds de ces pales 20, 22 dans les ouvertures 30 ou dans les cheminées 32, même en cas de rupture partielle de ces ouvertures 30 ou de ces cheminées 32.
Cette conception présente l'inconvénient d'augmenter considérablement la masse des moyeux 24, et par conséquent d'augmenter la consommation de carburant de l'aéronef.
Une autre solution consiste à effectuer une surveillance de l'état global du moyeu 24 au cours de son fonctionnement entre deux opérations de maintenance, de manière à pouvoir diagnostiquer au plus tôt toute crique ou fissure pouvant conduire à une éventuelle rupture de la paroi 26 du moyeu 24 ou des logements et/ou cheminées de pieds de pales, afin d'éviter une rupture du moyeu 24 pendant son fonctionnement. Une telle surveillance doit permettre d'effectuer un diagnostic quant à la durée de vie restante du moyeu 24 afin de permettre à l'aéronef, en cas de détection d'une avarie survenant au moyeu 24, ou en cas d'aggravation d'une crique ou d'une fissure, de regagner l'aéroport le plus proche en toute sécurité.
Plusieurs méthodes de contrôle de l'intégrité d'un matériau sont connues de l'état de la technique. En particulier, outre les méthodes visuelles ou d'imagerie conventionnelle comme les méthodes radiographiques, il est connu, par exemple et de manière non exhaustive, de contrôler en temps réel l'intégrité d'une paroi en l'instrumentant à l'aide de capteurs, notamment électriques ou optiques, disposés à des emplacements stratégiques particulièrement sensibles de la paroi. Une telle configuration peut difficilement être appliquée à la paroi 26 d'un moyeu tournant 24, dans la mesure où le grand nombre de capteurs qui seraient nécessaires induiraient nécessairement une multiplication des connexions aux capteurs à la surface de la paroi 26 du moyeu 24, avec ce que cela implique comme contraintes en terme d'intégration dans le moyeu 24 et de maintenance desdites connexions, notamment si l'on considère que le moyeu 24 est une pièce soumise à des contraintes d'utilisations sévères, tels que des contraintes élevées de température et d'humidité, qui impliquent un plan de maintenance soutenu.
En outre, le moyeu 24 étant une pièce rotative, il est compliqué de disposer sur le moyeu 24 l’ensemble du système de détection, et il est donc préférable de le répartir entre le moyeu 24 et la nacelle 16, et d'en relier les sous-ensembles avec un contact tournant ou une liaison sans fil.
Or la mise en place d'au moins un élément de contact tournant, par exemple électrique, entre le moyeu 24 et la nacelle 16 fixe de la turbomachine 10 implique aussi des contraintes fortes d'intégration, la prise en compte des phénomènes d'usure des pièces en contact tournant, et des contraintes accrues de maintenance de ce contact tournant.
De même, la mise en place d'au moins un système de liaison sans fil, notamment radio ou optique, implique aussi des contraintes fortes d'intégration et des contraintes accrues de maintenance du système de liaison sans fil. Ces contraintes viennent s’ajouter à la mise en place des capteurs, avec pour conséquence un coût de maintenance accru.
Une solution consiste à ne pas à surveiller en temps réel et globalement l'apparition d'une crique ou fissure qui serait directement préjudiciable à l'intégrité du moyeu, mais seulement des symptômes de l'apparition de cette crique ou de cette fissure.
Pour cela l’invention propose un système de détection de l'apparition de criques ou de fissures permettant de détecter les modifications des modes propres des pales de l’hélice, toute apparition d’une fissure ou d’une crique affectant les moyens de montage d’un pale se traduisant par une modification des modes propres de la pale considérée.
Dans ce but, comme l’illustre la figure 9, l’invention propose un système de détection 44 de l'apparition de criques ou de fissures 38 sur un moyeu 24 d'hélice ou de soufflante non carénée 12, 14 de turbomachine d’aéronef au cours de la rotation dudit moyeu 24. Ce système 44 est destiné à détecter l’apparition de criques ou de fissures 38 sur un moyeu 24 du type décrit précédemment, comportant une paroi 24 sensiblement annulaire d'axe A et comprenant des moyens 28 de montage de ses pales 20, 22 répartis angulairement de manière régulière autour dudit axe A, ladite détection étant effectuée avec l’hélice tournante.
Conformément à l’invention, ce système 44 comporte d’une manière générale des moyens 36a, 36b, 36c de caractérisation des déformations de chaque pale. Sur la figure 7, on a représenté ces moyens 36a, 36b, 36c de manière schématique sur les pales 22 de l’hélice 14, et il sera compris que ces moyens 36a, 36b ,36c peuvent prendre diverses formes qui seront explicitées dans la suite de la présente description.
Le système 44 comporte des moyens d’interrogation 40 de ces moyens de caractérisation 36a, 36b, 36c qui sont configurés pour délivrer des premières informations 11 représentatives des déformations de chaque pale 22.
Le système 44 comporte aussi des moyens d'acquisition 37 de la vitesse de rotation du moyeu 24 qui sont configurés pour délivrer une deuxième information 12 représentative de la vitesse de rotation du moyeu 24.
Le système 44 comporte également des moyens de traitement 42 qui sont configurés pour associer les premières informations 11 représentatives des déformations de chaque pale 22 à chaque information de vitesse I2.
Par exemple, des courbes représentatives des déformations de chaque pale en fonction de la vitesse de rotation peuvent être acquises sur toute la plage de régimes effectivement parcourus par la turbomachine lors de son fonctionnement au cours des vols successifs. En variante, ces courbes peuvent être acquises au cours de procédures spécifiques au cours desquelles la turbomachine 10 parcourt sa plage de régimes lors d’essais au sol. Les courbes obtenues permettent de déterminer les modes propres de chaque pale 22. En variante, ces modes propres peuvent être obtenus par calcul à partir des première et deuxième informations 11, I2 obtenues.
Les informations 11 et I2 permettent ainsi de déterminer des modes propres de chacune des pales 22, puis de comparer lesdits modes propres de chacune desdites pales à des modes propres de référence desdites pales pour émettre un signal contenant une troisième information I3 représentative d'une différence entre les modes propres d'une pale 22 et ces modes propres de référence, ladite différence étant la conséquence d’une crique ou d’une fissure apparue sur le moyeu 24.
Enfin, de préférence, le système 44 comporte des premiers moyens de réception 46 de ladite troisième information I3, qui sont distants du moyeu 24 et fixes par rapport à la turbomachinelO pendant la rotation du moyeu 24.
Dans sa plus simple configuration, les premiers moyens de réception 46 sont donc des premiers moyens embarqués. L’information 13 peut être exploitée par un premier opérateur dédié, également embarqué, tel qu’un pilote de l’aéronef.
Avantageusement, les premiers moyens de réception 42 peuvent être aptes à relayer le signal contenant la troisième information 13 vers des seconds moyens 58 de réception de ce signal par une liaison sans fil. Dans ce cas l’information 13 peut être également exploitée par un second opérateur dédié, distant de l’aéronef sur lequel est montée la turbomachine 10. L’opérateur est à ce titre, par exemple, un technicien au sol.
Plusieurs possibilités sont envisageables pour effectuer la comparaison des modes propres de chacune des pales 22 aux modes propres de référence des pales. Ces possibilités dépendent des modes propres de référence qui sont choisis.
Selon une première possibilité, les modes propres de référence d'une pale 22 déterminée sont constitués des modes propres de référence de la même pale 22 déterminée, mais calculés à une date antérieure à laquelle ladite pale 22 a été considérée comme présentant une réponse vibratoire normale.
Selon une seconde possibilité, les modes propres de référence d'une pale 22 déterminée sont constitués des modes propres d'au moins une autre pale 22 de la même hélice 12, 14 ou d’une hélice similaire et fonctionnant dans les mêmes conditions, calculés en même temps que les modes propres de la pale 22 déterminée dont on souhaite effectuer la comparaison des modes propres.
Par ailleurs, l’invention propose différentes variantes des moyens de caractérisation des déformations des pales 22.
Comme l’illustre la figure 6, selon un premier mode de réalisation des moyens de caractérisation, les moyens sont constitués d’au moins une fibre optique 36a s’étendant sur ou dans chaque pale 22. La fibre optique 36a peut être rapportée à la pale 36a ou incluse dans la pale 36a lors de la fabrication de celle-ci. Cette fibre optique 36a est configurée pour détecter une déformation de chaque pale 22. Dans cette configuration, les moyens d’interrogation 40 de cette fibre optique 36a qui ont été représentés à la figure 7 sont des moyens d’interrogation 40 laser de ladite fibre 36a qui sont configurés pour délivrer les premières informations représentatives d'une déformation de la pale
22.
Conventionnellement, dans sa plus simple expression, la fibre 36a peut être passive, c'est-à-dire qu'elle transmet simplement la lumière émise par une source lumineuse. Dans cette configuration, la fibre optique 36a est associée à des capteurs (non représentés) qui sont reliés à ladite fibre 36a et disposés dans ou sur la pale 22, et qui sont susceptibles de transmettre des informations aux moyens d'interrogation 40 par l'intermédiaire de la fibre 36a. Cette configuration connue de l'état de la technique implique cependant un nombre élevé de capteurs.
Dans le mode de réalisation préféré de l'invention qui a été représenté à la figure 6, la fibre optique 36a peut comprendre au moins un réseau de Bragg formé dans un cœur de ladite fibre et constituant un capteur ponctuel, et elle peut de préférence comprendre une pluralité de réseaux de Bragg. La fibre 36a peut aussi constituer ellemême un capteur à fibre optique continûment réparti le long de ladite fibre lorsqu'elle est interrogée par diffusion de Rayleigh, et/ou de Raman et/ou de Brillouin.
La fibre optique 36a constitue alors un capteur dit intrinsèque, car elle constitue elle-même l’élément de détection. Elle est susceptible, lorsqu'elle est interrogée par les moyens d'interrogation par laser 40 de transmettre des informations représentatives des déformations de la pale 22 à différentes vitesses de rotation de l’hélice 12.
Pour mémoire, une fibre optique comportant un réseau de Bragg comprend au moins capteur ponctuel à fibre optique constitué d'un réseau de Bragg formé dans un cœur de ladite fibre, ou un capteur à fibre optique continûment réparti le long de ladite fibre et interrogeable par rétrodiffusion de Rayleigh, et/ou Raman et/ou Brillouin. Les informations représentatives de ladite crique ou fissure comprennent au moins une information représentative de l’existence de ladite crique et/ou fissure et une information représentative de sa position.
Une fibre optique est constituée d'un fil de verre ou de matière plastique très fin qui transmet la lumière. De l’intérieur vers l’extérieur, elle comporte un cœur, une gaine et généralement un fourreau de protection. La lumière se propage dans le cœur et est réfléchie par la gaine afin de limiter les pertes d'intensité lumineuse. A cet effet, le cœur est configuré avec un indice de réfraction plus élevé que la gaine, permettant ainsi une réflexion totale de la lumière dans la gaine. Selon l’utilisation, un fourreau de protection extérieur peut assurer, quant à lui, la protection mécanique et chimique de la fibre.
Les capteurs optiques intrinsèques, et en particulier les capteurs FBG (acronyme anglo-saxon de Fiber Bragg Grating ou réseau de Bragg sur fibre) appartiennent à une technologie largement utilisée et connue de l'état de la technique, mais qui n'a jusqu'ici pas été appliquée à un moyeu de turbomachine. De tels capteurs optiques réfléchissent, parallèlement à leur axe, une radiation lumineuse dont la longueur d'onde varie avec les variations de température ou de contrainte mécanique.
Les capteurs FBG sont intégrés à la fibre optique et comportent de courtes sections de fibre qui sont photosensibles à une distribution périodique de l'intensité lumineuse, ces sections étant obtenues par exposition locale de la fibre à des procédés holographiques ou à un masque de phase. Au cours de la fabrication de la fibre, l'indice de réfraction de la fibre photosensible est modifié de façon permanente en fonction de l'intensité lumineuse à laquelle elle est soumise. La perturbation périodique de l'indice de réfraction qui en résulte est appelée réseau de Bragg sur fibre.
Un faisceau lumineux à large spectre envoyé dans une fibre vers un FBG voit les réflexions émises par chaque segment d'indice de réfraction alterné interférer de manière constructive uniquement pour une longueur d'onde particulière appelée longueur d'onde de Bragg. Ainsi, le FBG reflète une fréquence spécifique de lumière mais transmet toutes les autres, selon l’équation :
= 2m\ ou Àb représente la longueur d'onde de Bragg, n l'indice de réfraction effectif du cœur de la fibre, et A le pas du réseau.
Comme la longueur d'onde de Bragg dépend, d'après l'équation qui précède, du pas du réseau A, les FBG peuvent être fabriqués avec des longueurs d'onde de Bragg variées, ce qui permet à différents FBG de réfléchir des longueurs d'onde de lumière uniques.
Un réseau de Bragg est sensible aux variations de contrainte et de température. En effet, ces variations affectent à la fois l'indice de réfraction effectif n et le pas du réseau A du FBG, ce qui se traduit par un décalage de la longueur d'onde réfléchie, selon l'équation :
-•l-P · ; ! V où Δλ est le décalage de la longueur d'onde et Ào la longueur d'onde initiale.
Comme on le voit, le premier terme de l’équation concerne l'influence de la contrainte sur le décalage de la longueur d'onde Δλ, où pe est le coefficient de contrainte-optique et ε est la contrainte subie par le réseau. Le second terme concerne l'influence de la température sur le décalage de la longueur d'onde Δλ, où αΛ est le coefficient de dilatation thermique et an le coefficient thermo-optique. an décrit la variation de l'indice de réfraction tandis que αΛ décrit la dilatation du réseau, qui sont toutes deux dues à la température.
Comme un FBG réagit aussi bien à la contrainte qu'à la température, les capteurs de contraintes FBG ne permettent pas de mesurer indépendamment la contrainte sans compenser les effets de la température sur le FBG. A cet effet, on peut disposer un capteur de température FBG à proximité thermique d'un capteur de contrainte FBG. On soustrait le décalage de la longueur d'onde du capteur de température FBG au décalage de la longueur d'onde du capteur de contrainte FBG, ce qui permet de supprimer la seconde expression de l'équation précédente. On en déduit une valeur de la contrainte.
D'autres méthodes existent, comme la superposition de réseaux de différentes longueurs d’ondes, par exemple.
Les FBG peuvent aussi être configurés en réalisant un multiplexage par répartition en longueur d'onde (WDM). On peut ainsi relier en cascade plusieurs capteurs avec des longueurs d'onde de Bragg différentes pour une seule et même fibre et pour de longues distances. Le multiplexage par répartition en longueur d'onde garantit à chaque capteur FBG sa gamme de longueurs d'onde unique à l'intérieur du spectre lumineux.
Le nombre de capteurs FBG que l'on peut intégrer à l'intérieur d'une seule et même fibre dépend de la gamme de longueurs d'onde de fonctionnement de chaque capteur et de la gamme de longueurs d'onde totale disponible du moyen d’interrogation. Comme les décalages de longueur d'onde dus à la contrainte sont généralement plus prononcés que ceux dus à la température, les gammes de longueurs d'onde des capteurs de contrainte FBG sont plus grandes que celles des capteurs de température FBG. Comme les moyens d’interrogation conventionnels offrent une gamme de mesure de 60 à 80 nm, tous les réseaux de fibres des capteurs peuvent sensiblement comprendre entre un et 80 capteurs.
Avec des longueurs d'onde de capteurs FBG types de l'ordre de quelques nanomètres, les moyens d’interrogation à fibre optique sont capables d'effectuer des mesures avec une résolution de quelques picomètres ou moins.
Il existe plusieurs types de moyens d’interrogation aptes à interroger les capteurs à fibre optique FBG.
On connaît en particulier les dispositifs à couplage de charges (CCD) et à un élément dispersif fixe, parfois appelés dispositifs à conversion de position de longueur d'onde. Ces dispositifs utilisent une source à large bande qui illumine le ou les FBG. L'onde lumineuse réfléchie est transmise à travers un élément dispersif qui distribue les différentes composantes de longueur d'onde de la réflexion vers différents endroits sur un capteur CCD linéaire.
On peut également utiliser un laser Fabry-Perot accordable afin de créer un laser à balayage rapide et haute puissance, en remplacement de la source lumineuse à large bande traditionnellement faible. Un laser accordable concentre l'énergie dans une bande étroite, garantissant ainsi une source lumineuse à haute intensité dotée d'un bon rapport signal/bruit. La puissance optique élevée générée par cette architecture permet de coupler une unique source lumineuse à plusieurs voies du réseau de fibres, ce qui permet de réduire la complexité des moyens d’interrogation multivoies, et donc leur coût. Les moyens d’interrogation s'articulant autour de l'architecture des lasers accordables balaient une bande de lumière très étroite sur une gamme de longueurs d'onde tout en utilisant de manière synchrone un photodétecteur afin de mesurer les réflexions du ou des FBG. Lorsque la longueur d'onde du laser accordable correspond à la longueur d'onde de Bragg, le photodétecteur détecte une réponse correspondante. La longueur d'onde à laquelle cette réponse se produit correspond à la contrainte à laquelle est soumis le FBG, et peut notamment permettre d'analyser la contrainte à laquelle est soumis le FBG lorsqu’il repose par exemple sur un matériau qui est traversé par une crique ou une fissure.
L’utilisation de capteurs à fibre optique FBG pour la détection des déformations de pales d’hélice permet de surmonter bon nombre des difficultés associées à la mesure électrique en ayant recours à la lumière plutôt qu'à l'électricité et aux fibres optiques plutôt qu'aux câbles en cuivre. Les capteurs à fibre optique et FBG sont non conducteurs, électriquement passifs et insensibles à toute interférence électromagnétique. L'interrogation par moyen d’interrogation laser accordable haute puissance permet des mesures sur de longues distances avec peu, voire aucune perte au niveau de l'intégrité du signal. De plus, contrairement aux systèmes de mesure électriques, chaque voie optique peut mesurer des dizaines de capteurs FBG, réduisant ainsi considérablement la taille, le poids et la complexité du système de mesure. II est possible de mesurer les déformations des pales 22 avec une seule fibre 22, comme cela a été représenté à la figure 6, la conformation de la fibre 22 permettant de déterminer les capteurs FBG associées à des déformations de pales 22 déterminées.
En variante, les déformations mécaniques des pales 22 pourraient être mesurées par de capteurs optiques uniformément répartis, c'est à dire une fibre optique monomode, selon le principe de la mesure par rétrodiffusion de Brillouin.
Un dispositif de mesure par rétrodiffusion de Brillouin comporte généralement une fibre optique monomode qui est destinée à équiper l'installation à surveiller, et un système optique relié optiquement à la fibre optique et adapté pour faire une mesure selon le principe de la mesure Brillouin afin de déterminer la déformation le long de la première fibre optique.
Ainsi, lors de la mise en œuvre d'un tel dispositif de mesure, la fibre optique 36a est disposée sur ou dans chaque pale 22. II est possible de mesurer, le long de la fibre optique au moyen du système optique, un phénomène de rétrodiffusion Brillouin.
Les pics de rétrodiffusion Brillouin ainsi mesurés présentent un décalage en fréquence directement lié aux déformations exercées le long de la fibre optique 36a et à la température le long de cette même fibre optique 36a. La relation qui relie le décalage Δν en fréquence d'un pic de rétrodiffusion Brillouin, les déformations ε exercées et la température T le long de la fibre optique est la suivante :
Δν = CE(s- εο) + CTi(T - T0) où CE représente le coefficient de calibrage en déformation, CTi le coefficient de calibrage en température, et εο et T0 respectivement une déformation et une température de référence.
Un tel dispositif de mesure par rétrodiffusion de Brillouin permet donc, pour une température le long de la fibre connue et un coefficient de calibrage CE connu de déterminer les variations de déformation le long de la fibre optique. De plus, un tel dispositif, par une mesure de temps de vol du signal, permet également de précisément localiser la mesure le long de la fibre. Cette configuration est particulièrement intéressante lorsqu’une seule fibre 36a est utilisée pour mesurer les déformations de toutes les pales 22 de l’hélice 12, car elle permet d’identifier précisément les pales qui se déforment. Il est bien entendu possible, de la même façon que pour le FBG de compenser les effets de la température par un dispositif de mesure Raman, qui ne mesure que la température, afin de rien déduire que les effets de la seule déformation mécanique.
En variante, les déformations mécaniques des pales 22 peuvent aussi être mesurées avec une telle fibre monomode selon le principe de la mesure par diffusion de Rayleigh, qui permet une mesure de la déformation et de la température, en la combinant avec une mesure par diffusion de Raman, qui permet une mesure de la seule température, pour en déduire la valeur de la déformation.
Comme l’illustre la figure 7, selon un deuxième mode de réalisation des moyens de caractérisation, les moyens sont constitués d’au moins une jauge d'extensométrie 36b placée sur ou dans la pale 22. Dans ce cas, les moyens d’interrogation 40 représentés à la figure 7 comportent des moyens de mesure de la résistance de chaque jauge d'extensométrie 36b qui sont configurés pour délivrer les premières informations 11 représentatives de déformation des pales 22.
Comme l’illustre la figure 8, selon un troisième mode de réalisation des moyens de caractérisation les moyens de caractérisation des déformations de chaque pale 22 comportent au moins un élément 36c déformable avec la pale, par exemple un motif 36c appliqué sur la pale 22. Dans cette configuration, les moyens d’interrogation comportent des moyens de mesure optique de mesure de la déformation dudit élément 36c, par exemple des caméras 40 orientées vers les pales 22, qui sont configurées pour délivrer les premières informations 11 représentatives des déformations des pales.
Dans les modes de réalisation des figures 6 à 11, les moyens d'interrogation 40 et les moyens de traitement 42 sont portés par le moyeu 24. Cette configuration n’est pas limitative de l’invention, et, en variante (non représentée), seuls les moyens d'interrogation 40 pourraient être portés par le moyeu tandis que les moyens de traitement seraient portés par l'aéronef et/ou par une nacelle 16 de la turbomachine du type de celle qui a été représentée à la figure 9.
Dans le mode de réalisation préféré de l’invention, les premiers moyens de réception 46 du signal contenant la troisième information I3 sont reliés aux moyens de traitement 42 par une liaison sans fil, de préférence une liaison radio. Cette configuration permet de simplifier considérablement la transmission du signal contenant la troisième information I3. On notera toutefois que la transmission des informations pourrait être réalisée par un contact électrique tournant sans changer la nature de l’invention.
Sur la figure 9, on a représenté les premiers moyens de réception 46 portés par la nacelle 16 de la turbomachine 10. Il sera compris que cette configuration n’est pas limitative de l’invention. En particulier, les premiers moyens de réception 46 pourraient être agencés à un autre emplacement de l’aéronef dont est équipée la turbomachine 10, par exemple dans un poste de pilotage de cet aéronef, l’information I3 étant alors dédiée à un pilote de l’aéronef.
Dans le mode de réalisation préféré de l’invention, le système 44 de détection permet de relayer la troisième information I3 à grande distance. A cet effet, les premiers moyens de réception 46 sont aptes à relayer le signal contenant ladite troisième information I3 vers des seconds moyens de réception 58 dudit signal par une liaison sans fil, comme représenté à la figure 9. Les seconds moyens de réception 58 peuvent par exemple être basés au sol et destinés à l’usage d’un technicien au sol.
L'invention a ainsi ceci de particulièrement avantageux qu'elle peut permet également une détection sélective, en ce sens qu'elle peut être adressée sélectivement à différents types d'opérateurs, avec des niveaux d'appréciation de la déformation des pales 22, chaque niveau correspondant à un niveau de criticité des criques ou fissures et étant associé spécifiquement au type d'opérateur auquel il est dédié.
Avantageusement, chaque premier moyen de réception 46 et/ou deuxième moyen de réception 58 comporte au moins une base de données 50 comportant au moins un seuil d’alerte associé à un niveau déterminé de criticité de la troisième information 13, ledit niveau étant spécifiquement associé à un opérateur dédié et des moyens d'alerte configurés pour alerter ledit opérateur dédié en réponse au dépassement dudit seuil d’alerte par ladite troisième information.
La figure 10 illustre un système de détection 44 comportant des deuxièmes moyens de réception 58 basés au sol, dédiés à un technicien au sol, étant entendu qu’une configuration semblable trouverait à s’appliquer aux premiers moyens de réception 46 embarqués dédiés à un pilote de l’aéronef.
Ces moyens de réception 58 comportent au moins une base de données 50 qui peut, de manière non limitative de l'invention, comporter au moins un seuil d’alerte associé à un niveau déterminé de criticité des informations de crique et/ou d’une fissure. Comme l’illustre la figure 10, ce niveau est spécifiquement associé à un technicien au sol 54, et des moyens d'alerte 51 sont configurés pour alerter ce technicien 54 en réponse au dépassement dudit seuil d’alerte par la troisième information I3.
Il sera compris que les premiers moyens de réception 46, qui sont embarqués, pourraient comporter au moins un seuil d’alerte différent associé à un niveau déterminé différent de criticité des informations de crique et/ou d’une fissure, ce seuil étant spécifiquement associé à un pilote de l’aéronef et en ce cas des moyens d'alerte spécifiques seraient configurés pour alerter le pilote du dépassement dudit seuil d’alerte par les informations représentatives de la crique ou fissure.
Il sera compris que cette disposition n'est pas limitative et qu'un même seuil d'alerte pourrait être aussi dédié au pilote et au technicien au sol 54.
Avantageusement, le seuil d'alerte dédié au technicien au sol 54 permet de planifier des opérations de maintenance préventive ou curative alors même que l'aéronef est encore en vol.
À cet effet, comme l'illustre la figure 10, les seconds moyens de réception 58 reçoivent le signal comportant l’information I3 représentative des déformations des pales 22. Ces seconds moyens de réception 58 sont configurés pour être accessibles par un technicien au sol 54.
Avantageusement, comme l'illustre la figure 11, cette configuration spécifique permet de surveiller un aéronef équipé d'un tel système de détection 44, et plus particulièrement sa turbomachine 10, selon un procédé particulièrement avantageux.
Dans une étape préalable ET1 de ce procédé de surveillance, le système 44 procède à une vérification des moyens 36a, 36b ou 36c de caractérisation des déformations de chaque pale 22, et du moyen d'interrogation 40 afin de vérifier que les informations 11 récoltées par les moyens de caractérisation 36a, 36b, 36c correspondent bien à une absence totale de défaut dans chaque pale 22 ou à une déformation de celle-ci inférieure à un seuil tolérable, et dans l'affirmative, le procédé aboutit à une étape ET2 au cours de laquelle aucune alerte n'est émise.
Dans le cas contraire, la présence d'une ou plusieurs criques ou fissures 38 sur le moyeu 24 conduit à une modification des modes propres d’au moins une pale 22, ce qui conduit à une réponse négative quant à la conformité des informations 11, ce qui conduit le procédé à une étape ET3 au cours de laquelle les informations 11 collectées par les moyens 36a, 36b ou 36c de caractérisation des déformations de chaque pale 22, le moyen d'interrogation 40 et l’information I2 collectée par les moyens d'acquisition 37 sont traitées dans un algorithme de diagnostic par le moyen de traitement 42 pour aboutir dans une étape ET4 à l’information I3 pronostiquant la défaillance.
Ce pronostic est alors comparé aux seuils détenus dans la base de données 50 précédemment décrite et déclenche, en cas de franchissement d’un seuil d’alerte spécifiquement dédié au technicien au sol 54, l’émission d'une alerte à l'intention du technicien au cours d’une étape ET5.
Puis, en réponse à la réception de cette alerte, le technicien au sol 54 confirme ou infirme la présence de la crique et/ou de la fissure 38 sur le moyeu et sa localisation au cours d'une étape ET6 du procédé de surveillance. Si nécessaire, il initie alors une opération de maintenance du moyeu 24.
Avantageusement, le technicien au sol 54 peut avoir la possibilité de comparer la réparation effectuée au niveau d'alerte qui a été reçu au cours de l'étape ET5 afin de vérifier que celui-ci est bien en corrélation avec la réparation effectuée. On peut ainsi prévoir une étape ET7 au cours de laquelle le technicien au sol 54 effectue un retour de cette information dans la base de données 50 de manière à valider ou amender les seuils contenus dans ladite base de données 50. Le technicien au sol 54, en ce cas, met donc à jour ledit seuil d’alerte concerné dans la base de détection, en fonction de la pertinence de l’alerte reçue relativement à la déformation de la pale 22 effectivement constatée.
Ainsi, de par sa grande réactivité, le système 44 de détection de criques et/ou de fissures selon l'invention permet contribuer à garantir la sécurité en vol d'une turbomachine 10 équipée d'un moyeu 24, ce moyeu 24 n’étant pas surdimensionné, Il permet également d'en programmer la maintenance dès lors que celle-ci s'avère nécessaire.
L'invention permet donc une optimisation des coûts de fabrication d'une turbomachine 10 équipée d'un tel système et permet également de réduire la masse de la turbomachine considérée.
Claims (11)
1. Système de détection (44) de l'apparition de criques ou de fissures (38) sur un moyeu (24) d'hélice ou de soufflante non carénée (12, 14) de turbomachine, en particulier d'aéronef, comportant une paroi (26) sensiblement annulaire d'axe A et comprenant des moyens (28) de montage de pales (20, 22) de ladite hélice (12, 14) répartis angulairement de manière régulière autour dudit axe A, ladite détection étant effectuée au cours de la rotation dudit moyeu (24), caractérisé en ce qu’il comporte :
- des moyens de caractérisation (36a, 36b, 36c) des déformations de chaque pale (22),
- des moyens d’interrogation (40) desdits moyens de caractérisation (36a, 36b, 36c), configurés pour délivrer des premières informations (11) représentatives desdites déformations sur chaque pale (22),
- des moyens d'acquisition (37) de la vitesse de rotation dudit moyeu (24), configurés pour délivrer une deuxième information (I2) représentative de la vitesse de rotation du moyeu (24),
- des moyens de traitement (42), configurés pour associer lesdites premières informations (11) représentatives des déformations de chaque pale (22) à chaque information de vitesse (I2), pour déterminer à partir desdites premières et deuxièmes informations (11, I2), des modes propres de chacune desdites pales (22), puis comparer lesdits modes propres de chacune desdites pales (22) à des modes propres de référence desdites pales (22) et pour émettre un signal contenant une troisième information (I3) représentative d'une différence entre les modes propres d'une pale (22) et lesdits modes propres de référence, ladite différence étant la conséquence d’une crique ou d’une fissure apparue sur le moyeu (24),
2. Système de détection (44) selon la revendication précédente, caractérisé en ce que les modes propres de référence d'une pale (22) déterminée sont constitués des modes propres de référence de la même pale (22) déterminée calculés à une date antérieure à laquelle ladite pale (22) a été considérée comme présentant une réponse vibratoire normale.
3. Système de détection (44) selon la revendication 1, caractérisé en ce que les modes propres de référence d'une pale (22) déterminée sont constitués des modes propres d'au moins une autre pale (22) calculés en même temps que lesdits modes propres de ladite pale (22) déterminée.
4. Système de détection (44) selon l'une des revendications précédentes, caractérisé en ce que les moyens de caractérisation (36a) des déformations de chaque pale comportent au moins une fibre optique s’étendant sur ou dans ladite pale (22), qui est configurée pour détecter une déformation de chaque pale (22) et en ce que les moyens d’interrogation (40) desdits moyens de caractérisation (36a) sont des moyens d’interrogation (40) laser de ladite fibre qui sont configurés pour délivrer les premières informations (11) représentatives d'une déformation de ladite pale (22).
5. Système de détection (44) selon l'une des revendications 1 à 3, caractérisé en ce que les moyens de caractérisation (36a) des déformations de chaque pale comportent au moins une jauge d'extensométrie (36b) placée sur ou dans la pale (22), et en ce que les moyens d’interrogation (40) comportent des moyens de mesure de la résistance de ladite au moins une jauge d'extensométrie (36b) qui sont configurés pour délivrer les premières informations (I2) représentatives d'une déformation de ladite pale (22).
6. Système de détection (44) selon l'une des revendications 1 à 3, caractérisé en ce que les moyens de caractérisation (36c) des déformations de chaque pale comportent au moins un élément déformable avec la pale, et en ce que les moyens d’interrogation (40) comportent des moyens de mesure optique de mesure de la déformation dudit élément qui sont configurés pour délivrer les premières informations représentatives d'une déformation de ladite pale (22).
7. Système de détection (44) selon l'une des revendications 1 à 6, en ce qu’il comporte des premiers moyens de réception (46) de la troisième information (I3), distants du moyeu (24) et fixes par rapport à la turbomachine (10) pendant la rotation du moyeu (24).
8. Système de détection (44) selon la revendication précédente, caractérisé en ce que les moyens d'interrogation (40) et les moyens de traitement (42) sont portés par le moyeu (24) et en ce que les premiers moyens de réception (46) du signal contenant la troisième information (13) sont reliés aux moyens de traitement par une liaison sans fil.
9. Système de détection (44) selon l'une des revendications 7 ou 8, caractérisé en ce que les premiers moyens de réception (46) sont aptes à relayer le signal contenant ladite troisième information (13) vers des seconds moyens (58) de réception dudit signal par une liaison sans fil.
10. Système de détection (44) selon la revendication précédente, caractérisé en ce que chaque moyen de réception (46, 58) comporte au moins une base de données (50) comportant au moins un seuil d’alerte associé à un niveau déterminé de criticité de la troisième information, ledit niveau étant spécifiquement associé à un opérateur dédié (54), et des moyens d'alerte configurés pour alerter ledit opérateur dédié (54) en réponse au dépassement dudit seuil d’alerte par ladite troisième information (I3).
11. Procédé de surveillance d’un aéronef comportant un système de détection selon la revendication précédente, caractérisé en ce que l'opérateur dédié (54) est un technicien au sol recevant la troisième information (I3) par l’intermédiaire de seconds moyens de réception (58) au sol et en ce que le procédé comporte au moins successivement :
- une étape (ET5) au cours de laquelle, la turbomachine (10) fonctionnant et son moyeu (24) étant tournant, les moyens d'alerte des seconds moyens de réception (58) alertent ledit technicien au sol (54) du dépassement d'un seuil d’alerte de la troisième information (I3), ledit seuil d'alerte étant spécifiquement associé audit technicien au sol (54) ;
- une étape (ET6) au cours de laquelle, après un retour au sol de l’aéronef, le dit technicien au sol (54) vérifie si ledit dépassement correspond à la présence d'une crique ou d'une fissure sur le moyeu (24), afin d'initier éventuellement une opération de maintenance dudit moyeu (24).
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| FR1758503A FR3071059B1 (fr) | 2017-09-13 | 2017-09-13 | Systeme de detection par analyse vibratoire des avaries affectant un moyeu d'helice |
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Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR3123718A1 (fr) * | 2021-06-02 | 2022-12-09 | Safran Aircraft Engines | Dispositif de determination des modes propres d’un element de turbomachine par emission d’un bruit blanc et dispositif de caracterisation vibratoire de l’element |
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| US20050278127A1 (en) * | 2003-05-29 | 2005-12-15 | Griffin Jerry H | Determination of damping in bladed disk systems using the fundamental mistuning model |
| US20140114587A1 (en) * | 2012-10-19 | 2014-04-24 | Florida Power & Light Company | Method and system for monitoring rotor blades in combustion turbine engine |
-
2017
- 2017-09-13 FR FR1758503A patent/FR3071059B1/fr active Active
Patent Citations (2)
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| Publication number | Publication date |
|---|---|
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