WO2010052393A1 - Method and equipment for detecting and analysing damage on the fuselage of a parked aircraft - Google Patents

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WO2010052393A1
WO2010052393A1 PCT/FR2009/001281 FR2009001281W WO2010052393A1 WO 2010052393 A1 WO2010052393 A1 WO 2010052393A1 FR 2009001281 W FR2009001281 W FR 2009001281W WO 2010052393 A1 WO2010052393 A1 WO 2010052393A1
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shock
signal
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energy
sensors
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PCT/FR2009/001281
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Pierre Pipard
Jocelyn Perisse
Christophe Thirard
Thierry Mazoyer
Original Assignee
Elta
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    • G01M5/0066—Investigating the elasticity of structures, e.g. deflection of bridges or air-craft wings by exciting or detecting vibration or acceleration
    • G—PHYSICS
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    • G01M—TESTING STATIC OR DYNAMIC BALANCE OF MACHINES OR STRUCTURES; TESTING OF STRUCTURES OR APPARATUS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
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    • G01M5/0033—Investigating the elasticity of structures, e.g. deflection of bridges or air-craft wings by determining damage, crack or wear
    • G—PHYSICS
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    • G01M7/08—Shock-testing
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    • G01N2291/2694—Wings or other aircraft parts

Definitions

  • the present invention is in the field of processes and materials used for the surveillance of the structures of an aircraft and essentially relates to the detection and analysis of the damage to the fuselage of an aircraft around the openings of the latter.
  • State of the art It is well known that commercially-operated commercial airliners undergo a number of technical transhipment operations in the course of their lives of passengers and goods known in the language of the trade as "treatment". More specifically, these transhipment operations relate in particular to the embarkation or disembarkation of passengers, the refueling of consumer goods such as food, refueling and the loading and unloading of baggage in the hold.
  • Car parks for aircraft parking for these transhipment operations are naturally in contact with the terminal. Most of the time, a system of telescopic and adjustable gangways allows passengers to have direct access to the cabin doors from the airport terminal, without having to go down to the car park. Exceptionally, when the nearest car parks are saturated, passengers transit to the plane by bus or minibus. They get on the plane by a moving staircase. Car parks intended for aircraft maintenance operations (technical inspection, maintenance) are rather located near the hangars in a remote part of the terminal (so-called "parking" phase).
  • the first is directly related to the control of the maneuvers of track vehicles and the respect of safety procedures around the aircraft (human factor mainly involved)
  • the second is more related to external conditions that can cause sudden movements of the aircraft during processing operations such as gusts of wind or the effect of loading the aircraft such as sudden vertical movements.
  • shocks are located mainly around the aircraft doors such as passenger access doors, service doors, cargo doors and are of various types: scratch, depression, tear, hollow, crack.
  • the different types of damage are listed in the aircraft maintenance technical manual so that maintenance service technicians can, as soon as possible, advise on the criticality of the damage to the flight safety criteria.
  • the airline's maintenance services can maintain accurate history and damage mapping for each aircraft in the fleet. The severity of this damage may, in some cases, affect the safety of the flight and immobilize the aircraft on the ground if the damage created by the incident is identified during the pre-flight inspection and declared as out of tolerance by the technical services. maintenance of the airline.
  • these technical services can either give the authorization to fly but with a repair notice at the next maintenance visit (low impact on the delay of the aircraft in call), or order a repair on site (strong impact on the delay) or call for external and specialized maintenance services to carry out the repair (very strong impact on the delay usually leading to cancel the flight).
  • EP 1 297 331 discloses a method and a means capable of processing ultrasonic signals propagating in the structure, these signals being generated by microscracks resulting from damage to the structure. .
  • Other methods and devices include propagating vibrations in the structure and analyzing the feedback signals to detect possible damage.
  • the methods and means used are designed to detect the consequences of damage and its evolution over time, especially during the flight phases and not, upstream, to signal during the treatment phase of the aircraft , to the flight technical personnel or to the airfield controller, damage that could potentially compromise the safety of the flight. Presentation of the invention.
  • the present invention aims to meet the intended purpose and relates to the detection and analysis and reporting of damage to the fuselage during the processing phases of the aircraft.
  • the method according to the invention makes it possible to detect, analyze, locate, record and date all types of shocks on the fuselage surrounding the door of an aircraft and mainly those that can potentially compromise the safety of the flight.
  • the detection of this shock must then make it possible to imply a decision as to the authorization or the prohibition of the flight after appraisal of an authorized maintenance service vis-à-vis aeronautical safety procedures.
  • this system is not intended to provide information on the airworthiness of the aircraft but to provide assistance to the technical flight crew and / or the airfield manager so that they can take into account as soon as possible a problem related to the handling of the aircraft and which would impact the safety of the flight.
  • the shock detection system with its recording and damage traceability function allows the airline to designate a person in charge.
  • the shock detection method is not intended to measure the result of the damage to the fuselage during the life of the aircraft but the cause of damage occurring during a treatment operation of the aircraft . It does not use methods of the acoustic emission or ultrasonic emission type which are generated within a structure under the effect of a crack propagation whose mechanism is, for any material, a succession of micro-breaks of link.
  • the physical phenomena involved in these problems are very low levels (the sources we are talking about are very small sizes) and very high frequencies, higher than several hundred kilohertz.
  • the method according to the invention makes it possible to identify whether this cause is potentially of a character to damage the fuselage, that is to say the detection of the external aggression which is at the source of the damage and not of his evolution.
  • the amplitude of the shocks that are detected is most of the time very high given the very large mass of track vehicles coming into contact with the aircraft and therefore the energy involved. , given the slow speed of the movements of the track vehicles around the plane, most of the shock energy is contained in frequencies that do not exceed a few tens of hertz.
  • the active phase of the shock detection system concerns only the phase of the aircraft on the ground and at a standstill.
  • Two configurations are concerned, namely the handling of the aircraft during stopover with boarding and disembarking of passengers and the parking of the aircraft for example, waiting at night or during technical maintenance.
  • the method according to the invention is therefore not active during the flight phases of the aircraft or during taxi phases.
  • the filtering of the signal consists in eliminating the components whose frequency is greater than 3000 Hz. In this way, parasitic components which can disturb the smooth running of the method according to the invention are discarded.
  • the energy of the signal PPL b for each time block b is established by calculating the peak-to-peak amplitude of this signal.
  • for the calculation of the duration. ETD b of the shock signal are deviated from this signal the signal portions whose amplitude value is less than a determined fraction of the value of the peak-to-peak amplitude.
  • said fraction is equal to 1/5.
  • the high frequency energy HFE 1 and the low frequency energy LFEj are determined by filtering with cutoff frequencies of 2 Hz and 400 Hz with regard to the low frequency energy and 1 kHz and 3 kHz for high frequency energy.
  • the method for establishing the proximity function consists in applying a normalization of the signal duration, low frequency energy and high frequency energy parameters.
  • HFE bii HFE bii / maXi (HFE b , i)
  • maxj denotes the maximum on all the signals coming from the sensor network.
  • the proximity function is calculated such that for a sensor i and a signal block b:
  • the shock classification step consists in first selecting the sensor to which the maximum value of proximity function corresponds as well as those to which proximity function values equal to or greater than half of the maximum value.
  • a database listing the signatures in the form of Log parameters (PPL b , ⁇ ), LFE b , i, HFE bl j, damaging and non-damaging shocks produced during simulations of processing operations on real aircraft, this database being used to identify the weighting factors Wi, W 2 , W 3 by a learning method known per se .
  • This classification makes use, for example, of the Bayes theorem. For example, we can consider that the parameters of each class follow a normal distribution. The problem then is to determine what are the parameters of the law (mean, variance) and to which class are the individuals most likely to belong. The parameters of this law will preferably be determined using the expectation-maximization algorithm on the experimental observations, namely the contents of the pre-established database.
  • the Bayes classification law then consists in defining a function of the parameters (Log (PPL b , ⁇ ), LFE bii , HFE b i), signals obtained for each class the functions are g_o and g_ ⁇ , using the statistical properties of the experimental database of measurement signals, previously established.
  • This definition makes it possible to classify a signal block b constituting the shock in class 0 if g_ 0 > g_i and in class 1 if g_ 0 ⁇ g_i. This ranking is obtained with the smallest probability of making a mistake.
  • This classification is applied only to the relevant sensors.
  • the method with a view to locating the shock, consists in defining around the opening in question a coordinate system in the form of a mesh defining cells, some of which contain the sensors, to be classified. the sensors in descending order of the value of the proximity function PFj, to define all the possible combinations of two sensors and for each combination of sensors to measure the distance of each cell from the one and the other sensors and to retain this cell if it is spatially closer to the sensor with the highest proximity function value and repeat this for the other combinations and only for previously held cells.
  • the method according to the invention implements a location step by calculating the barycentre.
  • the coordinates of the centroid are obtained by calculating the sum of the values of the coordinates of each cell and then dividing by the number of cells.
  • the mesh defining the aforementioned coordinate system is formed by the smooth and fuselage pairs.
  • the method after the locating step, consists in estimating the amplitude of the shock by comparing the value of the peak-to-peak energy of the shock PPUj at one or more graduation levels. .
  • this energy at two levels in order to establish whether it is a shock of low amplitude, average amplitude or high amplitude.
  • the value of the graduation levels is determined experimentally.
  • the present invention also relates to an installation for implementing the method according to the invention.
  • a piezoelectric type sensor array installed around said opening on the internal face of the fuselage and capable of picking up mechanical vibrations propagating in the fuselage structure around the opening and producing electrical signals representative of the mechanical vibrations sensed ,
  • At least one processing unit electrically connected to the sensor network and capable of recording the electrical signals produced by the sensors and ensuring their digital processing in order to detect an impact on the fuselage around the opening, to determine if this shock is damaging and if so, to locate the latter,
  • At least one local alarm located near the opening of the door, electrically connected to the treatment unit and activated by the latter when the shock is damaging,
  • a data concentrator electrically connected to the or each processing unit, the said concentrator being able to collect the alarm data coming from the processing unit and transmit them electrically to a centralized display
  • a centralized display to be electrically connected to the data concentrator, able to display for each opening an alarm state and if a damaging shock is detected, information relating to the location of the shock.
  • the processing unit comprises is able to implement the functions of the previously described method and comprises various functional modules such as a scanning module capable of converting the analog signals delivered by the sensors into digital signals, memory modules for storing the latter, low-pass filter modules for the removal of the high frequency components of the signals, windowing modules for dividing the signal into time blocks of five seconds each, pass filter modules band for filtering the signal and calculation modules known per se implementing micro processors and related means.
  • various functional modules such as a scanning module capable of converting the analog signals delivered by the sensors into digital signals, memory modules for storing the latter, low-pass filter modules for the removal of the high frequency components of the signals, windowing modules for dividing the signal into time blocks of five seconds each, pass filter modules band for filtering the signal and calculation modules known per se implementing micro processors and related means.
  • These calculation modules aim to in particular, to calculate for each time block b the energy of the signal PPL b , to compare this value with a reference value PPU ⁇ g, and if this calculated value is greater than the reference value, to calculate for each block the characteristic duration ETD b of the signal representative of the shock, the low frequency energy of the shock LFEj and the high frequency energy HFE 1 .
  • These calculation modules are further adapted to establish a proximity function PF bl j characterizing for each sensor i the correlation between the delivered signal and the energy of the shock, and calculate the value, to classify the shock according to two categories: shock damaging and non-damaging shock, and if the shock is harmful to locate and signal the latter by an alarm signal.
  • Figure 1 is shown schematically an installation according to the invention associated with an opening 10 of a door made in the fuselage of an aircraft.
  • This installation comprises an array of sensors 1 electrically connected by wire links to a processing unit 2 specific to this sensor network, itself even electrically connected by a wired connection to a data concentrator 3, remote, common to the different processing units 2, the concentrator being electrically connected by a wired connection to a centralized display 4 intended to be installed for example in the cockpit or in any other appropriate place.
  • Each sensor array 1 develops on both sides of the aperture 10 uniformly and has an even number of sensors.
  • each door opening can be associated with up to eight sensors.
  • the number of sensors 1 is identical on each side of the door and the distance of each sensor 1 from the edge of the opening is less than 1, 5 meters.
  • the sensors 1 are regularly distributed in the vertical direction, according to one or more columns, for each side of the opening.
  • each sensor 1 is provided with a piezoelectric ceramic type PZT (Titano-Lead Zirconate).
  • PZT Tiano-Lead Zirconate
  • These sensors 1 can be either sensitive to mechanical deformation of the fuselage or to vibratory waves, both types of sensors can be used.
  • Each sensor 1 can be permanently fixed on a flexible support by which it will be affixed and fixed by gluing on the inner face of the fuselage of the aircraft.
  • This flexible support may be a polyamide substrate film.
  • Each sensor 1 further comprises a suitable connector by which it is connected to the processing unit 2 by a suitable wire link.
  • each sensor is connected to a dedicated input of the processing unit 2.
  • each processing unit 2 has several signal inputs respectively connected to the sensors of the associated network.
  • the sensors 1 of the network will be supplied with electrical energy by the processing unit 2.
  • This processing unit 2 in particular for the purpose of allowing the detection and signaling of a shock with a very high probability of damaging the structure of the fuselage and in any case, the detection and signaling of those which led to the training a visible impact on the fuselage.
  • This processing unit 2 is also able to discriminate the signals coming from a damaging impact of those coming from shocks or vibratory events related to the normal operation of the processing operations (unloading / loading of the containers in the hold, noise of mechanical parts of the plane, etc.).
  • Each processing unit 2 is installed near the corresponding sensor network 1 in order to minimize the length of the electrical connections to the sensors of this network.
  • Each processing unit 2 is able to implement the functions of the previously described method and comprises various functional modules such as a scanning module capable of converting the analog signals delivered. sensors for digital signals, memory modules for storing the latter, low-pass filter modules for the removal of the high frequency components of the signals, windowing modules for dividing the signal into time blocks of five seconds each, bandpass filter modules for filtering the signal and calculation modules known per se using micro processors and related means. These calculation modules are intended to determine if a shock to the fuselage can damage it and in this case report it, locate it and emit an alarm signal.
  • the data concentrator 3 is connected via the communication network of the aircraft to the different processing units 2 on the one hand and to
  • the data concentrator 3 is electrically connected to the transport network of the electric power possessed by the aircraft to receive from this network the energy specific to its operation and to distribute electrical energy to the various processing units 2 and the centralized display 4.
  • This data concentrator 3 is intended to collect all the alarm data from the data processing units 2, to date this information and to store it in a dedicated memory. It also has the function of communicating to the centralized display 4, the alarm information delivered by the different processing units 2, the
  • the centralized display 4 is provided with a user interface that notably offers the following functionalities: state of the detection system, state of the system fault or operability status,
  • Communication interface for transfer of shock traceability data for each door (damage history, dates, times and gate identification) and for downloading software and parameters in each processing unit 2.

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Abstract

The invention relates to a method for detecting and analysing damage due to shocks on the fuselage of a parked aircraft around the opening (10) of at least one of the doors or trap doors for accessing the inner space of the aircraft, said method consisting of: detecting, at several points distributed around the opening and using sensors i (1), the acoustic vibrations generated by a shock and generating electric signals representative of the acoustic vibrations detected at these various points; digitising the signals; storing the signals; filtering each of the digitised signals so as to remove the high-frequency components; dividing each signal into time blocks b; calculating the energy of the signal PPLb  for each time block b; comparing the value of the calculated energy PPb with a reference value PPLtrig; and, if the calculated value is higher than the reference value, calculating, for each block, the characteristic duration ETDb of the signal representative of the shock, the low-frequency energy LFEi of the shock, and the high-frequency energy HFEi; establishing a proximity function PFb,i characterising, for each sensor i, the correlation between the signal supplied and the shock energy, and calculating the value thereof; classifying the shock according to two categories, i.e. damaging shock and undamaging shock; and if the shock is damaging, locating and signalling the latter. The invention also relates to equipment for implementing the method of the invention.

Description

PROCEDE ET INSTALLATION DE DETECTION ET D'ANALYSE DES DOMMAGES SUBIS PAR LE FUSELAGE D'UN AVION EN METHOD AND INSTALLATION FOR DETECTING AND ANALYZING DAMAGE TO AIRCRAFT FUSELAGE
STATIONNEMENT. Domaine technique La présente invention est du domaine des procédés et matériels utilisés pour la surveillance des structures d'un avion et a essentiellement pour objet la détection et l'analyse des dommages subis par le fuselage d'un avion autour des ouvertures que comporte ce dernier. État de la technique antérieure. On sait que les avions de ligne en exploitation commerciale subissent au cours de leur vie un certain nombre d'opérations techniques de transbordement de passagers et de biens connues, dans le langage du métier, sous le terme de « traitement ». Plus précisément, ces opérations de transbordement sont relatives notamment à l'embarquement ou au débarquement des passagers, au ravitaillement en produits de consommation tels que nourritures, au ravitaillement en carburant et au chargement et déchargement des bagages en soute.PARKING. TECHNICAL FIELD The present invention is in the field of processes and materials used for the surveillance of the structures of an aircraft and essentially relates to the detection and analysis of the damage to the fuselage of an aircraft around the openings of the latter. . State of the art It is well known that commercially-operated commercial airliners undergo a number of technical transhipment operations in the course of their lives of passengers and goods known in the language of the trade as "treatment". More specifically, these transhipment operations relate in particular to the embarkation or disembarkation of passengers, the refueling of consumer goods such as food, refueling and the loading and unloading of baggage in the hold.
Les parkings destinés au stationnement des avions pour ces opérations de transbordement se trouvent naturellement au contact de l'aérogare. La plupart du temps, un système de passerelles télescopiques et orientables permet aux passagers d'accéder directement aux portes de la cabine depuis l'aérogare, sans avoir à descendre sur le parking. Exceptionnellement, lorsque les parkings les plus proches sont saturés, les passagers transitent jusqu'à l'avion par bus ou minibus. Ils montent dans l'avion par un escalier mobile. Les parkings destinés aux opérations de maintenance des avions (inspection technique, entretien) sont plutôt situés aux abords des hangars dans une partie éloignée de l'aérogare (phase dite de « parking »).Car parks for aircraft parking for these transhipment operations are naturally in contact with the terminal. Most of the time, a system of telescopic and adjustable gangways allows passengers to have direct access to the cabin doors from the airport terminal, without having to go down to the car park. Exceptionally, when the nearest car parks are saturated, passengers transit to the plane by bus or minibus. They get on the plane by a moving staircase. Car parks intended for aircraft maintenance operations (technical inspection, maintenance) are rather located near the hangars in a remote part of the terminal (so-called "parking" phase).
Ces opérations mettent en œuvre des moyens humains et matériels divers et variés, mis à disposition lors de l'escale de l'avion par les services aéroportuaires, principalement des véhicules et dispositifs mobiles qui peuvent venir endommager la structure mécanique du fuselage de l'avion suite à un incident. Ces véhicules ou dispositifs mobiles sont des passerelles, des escaliers, des chargeuses mobiles ou « loaders » et des camions de ravitaillement en plateaux-repas. L'incident se traduit matériellement par un contact physique du véhicule avec le fuselage de l'avion tel que l'énergie du choc engendre une déformation permanente de la tôle du fuselage suffisante pour provoquer un dommage mécanique « hors tolérance ». Malgré la mise en place de dispositifs de protection sur les véhicules de piste, il arrive fréquemment que des parties saillantes en métal viennent directement au contact du fuselage de l'avion avec un risque fort d'endommagement de la tôle compte tenu de la masse très importante des véhicules (plusieurs tonnes). Il existe principalement deux situations d'incidents : la première est liée directement à la maîtrise des manœuvres des véhicules de piste et au respect des procédures de sécurité autour de l'avion (facteur humain principalement en cause), la seconde est liée davantage à des conditions extérieures qui peuvent engendrer de brusques mouvements de l'avion pendant les opérations de traitement tels que rafales de vent ou l'effet du au chargement de l'avion tels que brusques mouvements verticaux.These operations involve a variety of human and material resources, made available during the stopover of the aircraft by the airport services, mainly vehicles and mobile devices that can come to damage the mechanical structure of the fuselage of the aircraft following an incident. These vehicles or mobile devices are bridges, stairs, mobile loaders or loaders and refueling meal trays. The incident physically results in a physical contact of the vehicle with the fuselage of the aircraft such that the shock energy causes permanent deformation of the fuselage sheet sufficient to cause mechanical damage "out of tolerance". Despite the introduction of protective devices on runway vehicles, it often happens that protruding metal parts come directly into contact with the fuselage of the aircraft with a high risk of damage to the sheet taking into account the very high mass. important vehicles (several tons). There are mainly two incident situations: the first is directly related to the control of the maneuvers of track vehicles and the respect of safety procedures around the aircraft (human factor mainly involved), the second is more related to external conditions that can cause sudden movements of the aircraft during processing operations such as gusts of wind or the effect of loading the aircraft such as sudden vertical movements.
Ces chocs sont situés principalement autour des portes de l'avion telles que les portes d'accès passagers, les portes de service, les portes de soute et sont de diverses natures : rayure, enfoncement, déchirure, creux, fissure. Les différents types de dommages sont répertoriés dans le manuel technique de maintenance de l'avion afin que les techniciens des services de maintenance puissent le plus rapidement possible donner un avis sur la criticité du dommage vis-à-vis des critères de sécurité de vol. De plus.Ies.servLces de maintenance_de la compagnie aérienne peuvent tenir à jour un historique et une cartographie précise des dommages pour chaque avion de la flotte. La gravité de ces dommages peut, dans certain cas, affecter la sécurité du vol et immobiliser l'avion au sol si le dommage crée par l'incident est identifié durant l'inspection de pré-vol et déclaré comme hors tolérance par les services techniques de maintenance de la compagnie aérienne. Selon la criticité du dommage, ces services techniques peuvent soit donner l'autorisation de voler mais avec un avis de réparation lors de la prochaine visite de maintenance (impact faible sur le retard de l'avion en escale), soit ordonner une réparation sur site (impact fort sur le retard) soit faire appel à des services de maintenance externes et spécialisés pour réaliser la réparation (impact très fort sur le retard conduisant généralement à annuler le vol).These shocks are located mainly around the aircraft doors such as passenger access doors, service doors, cargo doors and are of various types: scratch, depression, tear, hollow, crack. The different types of damage are listed in the aircraft maintenance technical manual so that maintenance service technicians can, as soon as possible, advise on the criticality of the damage to the flight safety criteria. In addition, the airline's maintenance services can maintain accurate history and damage mapping for each aircraft in the fleet. The severity of this damage may, in some cases, affect the safety of the flight and immobilize the aircraft on the ground if the damage created by the incident is identified during the pre-flight inspection and declared as out of tolerance by the technical services. maintenance of the airline. According to the criticality of the damage, these technical services can either give the authorization to fly but with a repair notice at the next maintenance visit (low impact on the delay of the aircraft in call), or order a repair on site (strong impact on the delay) or call for external and specialized maintenance services to carry out the repair (very strong impact on the delay usually leading to cancel the flight).
D'autre part, un certain nombre d'incidents survenant au cours des escales d'un avion, conduisant à des dommages sur le fuselage, ne sont pas détectés au moment de l'incident mais beaucoup plus tard. Ces chocs endommageants qui ne font pas l'objet d'une déclaration immédiate des personnels au sol peuvent représenter un pourcentage non négligeable des dommages posent un problème de sécurité et d'identification des responsabilités. On connaît de l'état de la technique divers procédés et moyens de surveillance d'une structure d'un avion. Ces moyens et procédé ont essentiellement pour objet la mesure du résultat d'un endommagement ainsi que la localisation de ce dernier. C'est ainsi que l'on connaît du brevet EP 1 297 331 un procédé et un moyen aptes à traiter des signaux ultra-sonores se propageant dans la structure, ces signaux étant générés par des micros fissures consécutives d'un endommagement de la structure. D'autres procédés et dispositifs consistent à propager dans la structure des vibrations et analyser les signaux de retour pour détecter d'éventuels endommagements.On the other hand, a number of incidents occurring during aircraft stopovers, leading to damage to the fuselage, are not detected at the time of the incident but much later. These damaging shocks, which are not immediately reported by ground personnel, may represent a significant percentage of the damage and pose a security and liability identification problem. Various methods and means for monitoring a structure of an aircraft are known from the state of the art. These means and method are essentially intended to measure the result of damage and the location of the latter. Thus, EP 1 297 331 discloses a method and a means capable of processing ultrasonic signals propagating in the structure, these signals being generated by microscracks resulting from damage to the structure. . Other methods and devices include propagating vibrations in the structure and analyzing the feedback signals to detect possible damage.
En tout état de cause les procédés et moyens utilisés sont conçus pour détecter les conséquences d'un dommage et son évolution dans le temps, notamment pendant les phases de vol et non, en amont, pour signaler pendant la phase de traitement de l'avion, au personnel technique navigant ou au responsable zone avion, un dommage qui peut potentiellement compromettre la sécurité du vol. Exposé de l'invention.In any case, the methods and means used are designed to detect the consequences of damage and its evolution over time, especially during the flight phases and not, upstream, to signal during the treatment phase of the aircraft , to the flight technical personnel or to the airfield controller, damage that could potentially compromise the safety of the flight. Presentation of the invention.
La présente invention a pour objet de répondre à l'objectif visé et concerne la détection et l'analyse et le signalement des dommages subis par le fuselage lors des phases de traitement de l'avion.The present invention aims to meet the intended purpose and relates to the detection and analysis and reporting of damage to the fuselage during the processing phases of the aircraft.
À cet effet le procédé selon l'invention se caractérise essentiellement en ce qu'il consiste :For this purpose the method according to the invention is essentially characterized in that it consists:
- à capter en plusieurs points répartis autour de l'ouverture, par des capteurs i, les vibrations mécaniques produites par un choc, et produire des signaux électriques représentatifs des vibrations mécaniques captées en ces divers points,- to collect at several points distributed around the opening, by sensors i, the mechanical vibrations produced by a shock, and to produce signals representative of the mechanical vibrations captured in these various points,
- à numériser ces signaux,- to digitize these signals,
- à enregistrer ces signaux, - à filtrer chacun de ces signaux numérisés afin d'en éliminer les composantes hautes fréquences,to record these signals, to filter each of these digitized signals in order to eliminate the high frequency components,
- à diviser chaque signal en blocs temporels b,to divide each signal into time blocks b,
- à calculer pour chaque bloc temporel b l'énergie du signal PPLb,to calculate for each time block b the energy of the signal PPL b ,
- à comparer la valeur de l'énergie calculée PPLb à une valeur de référence PPLtπg , et si cette valeur calculée est supérieure à la valeur de référence,comparing the value of the calculated energy PPL b with a reference value PPL t π g , and if this calculated value is greater than the reference value,
- à calculer pour chaque bloc la durée caractéristique ETDb du signal représentatif du choc, l'énergie basse fréquence du choc LFEj et l'énergie haute fréquence HFEj,to calculate for each block the characteristic duration ETD b of the signal representative of the shock, the low frequency energy of the shock LFEj and the high frequency energy HFEj,
- à établir une fonction de proximité PFbj caractérisant pour chaque capteur i la corrélation entre le signal délivré et l'énergie du choc, et en calculer la valeur,to establish a proximity function PF b characterizing for each sensor i the correlation between the delivered signal and the impact energy, and to calculate the value thereof,
- à classifier le choc selon deux catégories choc dommageant et choc non dommageant,- to classify the shock according to two categories harmful shock and non-damaging shock,
- et si le choc est dommageant à localiser et signaler ce dernier.- and if the shock is harmful to locate and report it.
Le procédé selon l'invention permet de détecter, analyser, localiser, enregistrer et dater tous types de chocs sur le fuselage environnant la porte d'un avion et principalement ceux pouvant potentiellement compromettre la sécurité du vol. La détection de ce choc doit ensuite permettre d'impliquer une décision quant à l'autorisation ou l'interdiction du vol après expertise d'un service de maintenance habilité vis-à-vis des procédures de sécurité aéronautique. En particulier, ce système n'est pas destiné à renseigner l'état de navigabilité de l'avion mais à fournir une aide au personnel navigant technique et/ou au responsable zone avion afin qu'ils puissent prendre en compte au plus tôt un problème lié au traitement de l'avion et qui impacterait la sécurité du vol. D'autre part, le système de détection de chocs par sa fonction d'enregistrement et de traçabilité des dommages permet à la compagnie aérienne de désigner un responsable. Ceci peut avoir un effet indirect sur la qualité du traitement de l'avion en escale par l'amélioration du comportement des agents de piste vis-à- vis des procédures de sécurité. Le procédé de détection de choc n'est pas destiné à mesurer le résultat de l'endommagement du fuselage au cours de la vie de l'avion mais la cause d'un dommage survenant au cours d'une opération de traitement de l'avion. Il ne fait pas appel aux méthodes du type émission acoustique ou émissions ultrasonore qui sont engendrées au sein même d'une structure sous l'effet d'une propagation de fissures dont le mécanisme est, pour tout matériau, une succession de micro-ruptures de liaison. Les phénomènes physiques mis en jeu dans ces problématiques sont de niveaux très faibles (les sources dont on parle sont de très petites tailles) et de fréquences très élevées, supérieures à plusieurs centaines de kilohertz.The method according to the invention makes it possible to detect, analyze, locate, record and date all types of shocks on the fuselage surrounding the door of an aircraft and mainly those that can potentially compromise the safety of the flight. The detection of this shock must then make it possible to imply a decision as to the authorization or the prohibition of the flight after appraisal of an authorized maintenance service vis-à-vis aeronautical safety procedures. In particular, this system is not intended to provide information on the airworthiness of the aircraft but to provide assistance to the technical flight crew and / or the airfield manager so that they can take into account as soon as possible a problem related to the handling of the aircraft and which would impact the safety of the flight. On the other hand, the shock detection system with its recording and damage traceability function allows the airline to designate a person in charge. This may have an indirect effect on the quality of ground handling by improving the behavior of the runway agents with respect to safety procedures. The shock detection method is not intended to measure the result of the damage to the fuselage during the life of the aircraft but the cause of damage occurring during a treatment operation of the aircraft . It does not use methods of the acoustic emission or ultrasonic emission type which are generated within a structure under the effect of a crack propagation whose mechanism is, for any material, a succession of micro-breaks of link. The physical phenomena involved in these problems are very low levels (the sources we are talking about are very small sizes) and very high frequencies, higher than several hundred kilohertz.
En revanche, le procédé selon l'invention permet d'identifier si cette cause est potentiellement de caractère à endommager le fuselage, c'est-à-dire la détection de l'agression externe qui est à la source du dommage et non pas de son évolution. L'amplure des chocs qui sont détectés, est la plupart du t.emps très élevée compte tenu de la masse très importante des véhicules de piste venant au contact de l'avion et donc de l'énergie mise en jeu. D'autre part, compte tenu de la faible vitesse des mouvements des véhicules de piste autour de l'avion, la majeure partie de l'énergie des chocs est contenue dans des fréquences qui ne dépassent pas quelques dizaines d'hertz. La phase active du système de détection de chocs concerne seulement la phase de l'avion au sol et à l'arrêt. Deux configurations sont concernées à savoir le traitement de l'avion en escale avec embarquement et débarquement de passagers et le parcage de l'avion par exemple, en attente la nuit ou en cours de maintenance technique. Le procédé selon l'invention n'est donc pas actif pendant les phases de vol de l'avion ni lors des phases de roulage.On the other hand, the method according to the invention makes it possible to identify whether this cause is potentially of a character to damage the fuselage, that is to say the detection of the external aggression which is at the source of the damage and not of his evolution. The amplitude of the shocks that are detected is most of the time very high given the very large mass of track vehicles coming into contact with the aircraft and therefore the energy involved. , given the slow speed of the movements of the track vehicles around the plane, most of the shock energy is contained in frequencies that do not exceed a few tens of hertz. The active phase of the shock detection system concerns only the phase of the aircraft on the ground and at a standstill. Two configurations are concerned, namely the handling of the aircraft during stopover with boarding and disembarking of passengers and the parking of the aircraft for example, waiting at night or during technical maintenance. The method according to the invention is therefore not active during the flight phases of the aircraft or during taxi phases.
Selon une autre caractéristique du procédé selon l'invention, le filtrage du signal consiste à éliminer les composantes dont la fréquence est supérieure à 3000 Hz. De cette manière, des composantes parasites pouvant perturber le bon déroulement du procédé selon l'invention sont écartées. Selon une autre caractéristique du procédé selon l'invention, l'énergie du signal PPLb pour chaque bloc temporel b est établie en calculant l'amplitude crête à crête de ce signal. Selon une autre caractéristique du procédé selon l'invention, pour le calcul de la durée. ETDb du signal de choc sont écartées de ce signal les parties de signal dont la valeur de l'amplitude est inférieure à une fraction déterminée de la valeur de l'amplitude crête à crête. De préférence, selon une autre caractéristique du procédé selon l'invention, ladite fraction est égale à 1/5.According to another characteristic of the method according to the invention, the filtering of the signal consists in eliminating the components whose frequency is greater than 3000 Hz. In this way, parasitic components which can disturb the smooth running of the method according to the invention are discarded. According to another characteristic of the method according to the invention, the energy of the signal PPL b for each time block b is established by calculating the peak-to-peak amplitude of this signal. According to another characteristic of the method according to the invention, for the calculation of the duration. ETD b of the shock signal are deviated from this signal the signal portions whose amplitude value is less than a determined fraction of the value of the peak-to-peak amplitude. Preferably, according to another characteristic of the method according to the invention, said fraction is equal to 1/5.
Selon une autre caractéristique du procédé selon l'invention, l'énergie haute fréquence HFE1 et l'énergie basse fréquence LFEj sont déterminées par filtrage avec des fréquences de coupure de 2 Hz et 400 Hz pour ce qui concerne l'énergie basse fréquence et de 1 kHz et 3 kHz pour ce qui concerne l'énergie haute fréquence.According to another characteristic of the method according to the invention, the high frequency energy HFE 1 and the low frequency energy LFEj are determined by filtering with cutoff frequencies of 2 Hz and 400 Hz with regard to the low frequency energy and 1 kHz and 3 kHz for high frequency energy.
Selon une autre caractéristique de l'invention, le procédé en vue de l'établissement de la fonction de proximité, consiste à appliquer une normalisation des paramètres de durée de signal, d'énergie basse fréquence et d'énergie haute fréquence.According to another characteristic of the invention, the method for establishing the proximity function consists in applying a normalization of the signal duration, low frequency energy and high frequency energy parameters.
Selon une autre caractéristique de l'invention la normalisation est telle que :According to another characteristic of the invention the normalization is such that:
Log(PPU,ι) = log(PPLb,i)/maXi(log(PPLb,i)) LFEb,i = LFEb,i/maXi(LFEb,i)Log (PPU, ι) = log (PPL b , i) / maXi (log (PPL b , i)) LFE b , i = LFE b, i / maXi (LFE b , i)
HFEbii = HFEbii/maXi(HFEb,i)HFE bii = HFE bii / maXi (HFE b , i)
où maxj désigne le maximum sur l'ensemble des signaux issus du réseau de capteurs.where maxj denotes the maximum on all the signals coming from the sensor network.
Selon une autre caractéristique du procédé selon l'invention, la fonction de proximité est calculée telle que pour un capteur i et un bloc de signal b :According to another characteristic of the method according to the invention, the proximity function is calculated such that for a sensor i and a signal block b:
PFbii = W1 x Log(PPLbii) + W2 x LFEb|i + W3 x HFEbii PF bii = W 1 x Log (PPL bii ) + W 2 x LFE b | i + W 3 x HFE bii
où W1, W2, W3 sont des facteurs de pondération déterminés par l'expérience. Selon une autre caractéristique de l'invention, l'étape de classification du choc consiste en préalable à sélectionner le capteur auquel correspond la valeur maximale de fonction de proximité ainsi que ceux auxquels correspondent des valeurs de fonction de proximité égales ou supérieures à la moitié de la valeur maximale.where W 1 , W 2 , W 3 are weighting factors determined by the experiment. According to another characteristic of the invention, the shock classification step consists in first selecting the sensor to which the maximum value of proximity function corresponds as well as those to which proximity function values equal to or greater than half of the maximum value.
On définit ainsi un sous ensemble de capteurs pertinents dont les signaux et leurs caractéristiques seront pris en considération pour la classification du choc.This defines a subset of relevant sensors whose signals and their characteristics will be taken into account for the classification of the shock.
Selon une autre caractéristique du procédé selon l'invention, en vue de la classification du choc, est établie en préalable, une base de données répertoriant les signatures sous forme des paramètres Log(PPLb,ι), LFEb,i, HFEblj, de chocs dommageants et non dommageants produits lors de simulations d'opérations de traitement sur des avions réels, cette base de données étant utilisée pour identifier les facteurs de pondérations Wi, W2, W3 par une méthode d'apprentissage connue en soi.According to another characteristic of the method according to the invention, for the classification of the shock, is established in advance, a database listing the signatures in the form of Log parameters (PPL b , ι), LFE b , i, HFE bl j, damaging and non-damaging shocks produced during simulations of processing operations on real aircraft, this database being used to identify the weighting factors Wi, W 2 , W 3 by a learning method known per se .
Afin de déterminer une classification automatique des chocs, est utilisée une approche probabiliste qui utilise une hypothèse sur la distribution des paramètres (Log(PPLb,ι), LFEblj, HFEb,i), des signaux des chocs à classifier. La méthode de classification du choc est donc établie sur la base de deux classes : • Classe 0 dite de « non dommage » (choc considéré comme ne pouvant engendrer un dommage sur le fuselage)In order to determine an automatic classification of shocks, a probabilistic approach is used which uses a hypothesis on the distribution of the parameters (Log (PPL b , ι), LFE bl j, HFE b , i), shock signals to be classified. The method of classification of the shock is thus established on the basis of two classes: • Class 0 known as "no damage" (shock considered as not being able to cause damage on the fuselage)
• Classe 1 dite de « dommage » (choc considéré comme pouvant engendrer un dommage sur le fuselage)• Class 1, referred to as "damage" (shock considered to cause damage to the fuselage)
Cette classification fait par exemple appel au théorème de Bayes. Par exemple, on peut considérer que les paramètres de chacune des classes suivent une loi normale. Le problème qui se pose alors est de déterminer quels sont les paramètres de la loi (moyenne, variance) et à quelle classe les individus ont le plus de chances d'appartenir. Les paramètres de cette loi seront préférentiellement déterminés en utilisant l'algorithme espérance-maximisation sur les observations expérimentales à savoir le contenu de la base de données préétablie.This classification makes use, for example, of the Bayes theorem. For example, we can consider that the parameters of each class follow a normal distribution. The problem then is to determine what are the parameters of the law (mean, variance) and to which class are the individuals most likely to belong. The parameters of this law will preferably be determined using the expectation-maximization algorithm on the experimental observations, namely the contents of the pre-established database.
La loi de classification de Bayes consiste alors à définir une fonction des paramètres (Log(PPLb,ι), LFEbii, HFEb.i), des signaux obtenus, pour chaque classe les fonctions sont g_o et g_ι, en utilisant les propriétés statistiques de la base de données expérimentale des signaux de mesure, préalablement établie. Cette définition permet de classer un bloc de signal b constituant le choc dans la classe 0 si g_0 > g_i et dans la classe 1 si g_0 < g_i. Ce classement est obtenu avec la plus petite probabilité de commettre une erreur. Cette classification est appliquée uniquement sur les capteurs pertinents.The Bayes classification law then consists in defining a function of the parameters (Log (PPL b , ι), LFE bii , HFE b i), signals obtained for each class the functions are g_o and g_ι, using the statistical properties of the experimental database of measurement signals, previously established. This definition makes it possible to classify a signal block b constituting the shock in class 0 if g_ 0 > g_i and in class 1 if g_ 0 <g_i. This ranking is obtained with the smallest probability of making a mistake. This classification is applied only to the relevant sensors.
Selon une autre caractéristique de l'invention, le procédé, en vue de la localisation du choc, consiste à définir autour de l'ouverture considérée un système de coordonnées sous forme d'un maillage définissant des cellules dont certaines contiennent les capteurs, à classer les capteurs par ordre décroissant de la valeur de la fonction de proximité PFj, à définir toutes les combinaisons possibles de deux capteurs et pour chaque combinaison de capteurs à mesurer l'éloignement de chaque cellule de l'un et l'autre capteurs et retenir cette cellule si elle est spatialement plus proche du capteur possédant la valeur de fonction de proximité la plus élevée et à répéter cette opération pour les autres combinaisons et seulement pour les cellules précédemment retenues.According to another characteristic of the invention, the method, with a view to locating the shock, consists in defining around the opening in question a coordinate system in the form of a mesh defining cells, some of which contain the sensors, to be classified. the sensors in descending order of the value of the proximity function PFj, to define all the possible combinations of two sensors and for each combination of sensors to measure the distance of each cell from the one and the other sensors and to retain this cell if it is spatially closer to the sensor with the highest proximity function value and repeat this for the other combinations and only for previously held cells.
Si à la fin de l'opération le nombre restant de cellule est égal ou supérieur à deux le procédé selon l'invention met en œuvre une étape de localisation par calcul du barycentre. Les coordonnées du barycentre s'obtiennent en calculant la somme des valeurs des coordonnées de chaque cellule puis en la divisant par le nombre de cellules. J If at the end of the operation the remaining cell number is equal to or greater than two, the method according to the invention implements a location step by calculating the barycentre. The coordinates of the centroid are obtained by calculating the sum of the values of the coordinates of each cell and then dividing by the number of cells. J
Ces dispositions permettent de déterminer avec une précision élevée la localisation du choc.These provisions make it possible to determine with a high accuracy the location of the shock.
Selon une autre caractéristique du procédé, le maillage définissant le système de coordonnées sus évoqué, est formé par les lisses et les couples du fuselage.According to another characteristic of the method, the mesh defining the aforementioned coordinate system is formed by the smooth and fuselage pairs.
Selon une autre caractéristique de l'invention, le procédé, après l'étape de localisation, consiste à estimer l'amplitude du choc en comparant la valeur de l'énergie crête-à-crête du choc PPUj à un ou plusieurs niveaux de graduation. Ainsi, par exemple il est possible de comparer cette énergie à deux niveaux afin d'établirs'il s'agit d'un choc d'amplitude faible, d'amplitude moyenne ou d'amplitude élevée.According to another characteristic of the invention, the method, after the locating step, consists in estimating the amplitude of the shock by comparing the value of the peak-to-peak energy of the shock PPUj at one or more graduation levels. . Thus, for example, it is possible to compare this energy at two levels in order to establish whether it is a shock of low amplitude, average amplitude or high amplitude.
La valeur des niveaux de graduation est déterminée expérimentalement. La présente invention est relative également à une installation pour la mise en œuvre du procédé selon l'invention.The value of the graduation levels is determined experimentally. The present invention also relates to an installation for implementing the method according to the invention.
Cette installation est remarquable notamment en ce qu'elle comprend :This installation is remarkable in that it includes:
- un réseau de capteurs du type piézo électrique installé autour de la dite ouverture sur la face interne du fuselage et apte à capter des vibrations mécaniques se propageant dans la structure du fuselage autour de l'ouverture et produire des signaux électriques représentatifs des vibrations mécaniques captées,a piezoelectric type sensor array installed around said opening on the internal face of the fuselage and capable of picking up mechanical vibrations propagating in the fuselage structure around the opening and producing electrical signals representative of the mechanical vibrations sensed ,
- au moins une unité de traitement, connectée électriquement au réseau de capteurs et apte à assurer l'enregistrement des signaux électriques produits par les capteurs et assurer leurs traitements numériques afin de détecter un choc sur le fuselage autour de l'ouverture, de déterminer si ce choc est endommageant et si tel est le cas, de localiser ce dernier,at least one processing unit, electrically connected to the sensor network and capable of recording the electrical signals produced by the sensors and ensuring their digital processing in order to detect an impact on the fuselage around the opening, to determine if this shock is damaging and if so, to locate the latter,
- au moins une alarme locale située près de l'ouverture de la porte, connectée électriquement à l'unité de traitement et activée par cette dernière lorsque le choc est endommageant,at least one local alarm located near the opening of the door, electrically connected to the treatment unit and activated by the latter when the shock is damaging,
- un concentrateur de données connecté électriquement à la ou à chaque unité de traitement, le dit concentrateur étant apte à collecter les données d'alarme en provenance de l'unité de traitement et les transmettre électriquement à un afficheur centralisé,a data concentrator electrically connected to the or each processing unit, the said concentrator being able to collect the alarm data coming from the processing unit and transmit them electrically to a centralized display,
- un afficheur centralisé destiné à être connecté électriquement au concentrateur de données, apte à afficher pour chaque ouverture un état d'alarme et si un choc endommageant est détecté, une information relative à la localisation du choc.- A centralized display to be electrically connected to the data concentrator, able to display for each opening an alarm state and if a damaging shock is detected, information relating to the location of the shock.
Selon une autre caractéristique de l'invention, l'unité de traitement comprend est apte à mettre en œuvre les fonctions du procédé précédemment décrit et comprend divers modules fonctionnels tels qu'un module de numérisation apte à convertir les signaux analogiques délivrés par les capteurs en signaux numériques, des modules de mémoire pour mémoriser ces derniers, des modules de filtres passe bas pour l'élimination des composantes hautes fréquences des signaux, des modules de fenêtrage pour diviser le signal en blocs temporels de cinq secondes chacun, des modules de filtre passe bande pour filtrer le signal et des modules de calcul connus en soi mettant en œuvre des micro processeurs et moyens connexes. Ces modules de calcul ont pour but notamment de calculer pour chaque bloc temporel b l'énergie du signal PPLb, de comparer cette valeur à une valeur de référence PPUπg , et si cette valeur calculée est supérieure à la valeur de référence, à calculer pour chaque bloc la durée caractéristique ETDb du signal représentatif du choc, l'énergie basse fréquence du choc LFEj et l'énergie haute fréquence HFE1. Ces modules de calculs sont aptes de plus à établir une fonction de proximité PFblj caractérisant pour chaque capteur i la corrélation entre le signal délivré et l'énergie du choc, et en calculer la valeur, à classifier le choc selon deux catégories : choc dommageant et choc non dommageant, et si le choc est dommageant à localiser et signaler ce dernier par un signal d'alarme.According to another characteristic of the invention, the processing unit comprises is able to implement the functions of the previously described method and comprises various functional modules such as a scanning module capable of converting the analog signals delivered by the sensors into digital signals, memory modules for storing the latter, low-pass filter modules for the removal of the high frequency components of the signals, windowing modules for dividing the signal into time blocks of five seconds each, pass filter modules band for filtering the signal and calculation modules known per se implementing micro processors and related means. These calculation modules aim to in particular, to calculate for each time block b the energy of the signal PPL b , to compare this value with a reference value PPUπg, and if this calculated value is greater than the reference value, to calculate for each block the characteristic duration ETD b of the signal representative of the shock, the low frequency energy of the shock LFEj and the high frequency energy HFE 1 . These calculation modules are further adapted to establish a proximity function PF bl j characterizing for each sensor i the correlation between the delivered signal and the energy of the shock, and calculate the value, to classify the shock according to two categories: shock damaging and non-damaging shock, and if the shock is harmful to locate and signal the latter by an alarm signal.
Description sommaire des figures et des dessins.Brief description of figures and drawings.
D'autres avantages, buts et caractéristiques de l'invention apparaîtront à la lecture de la description d'une forme préférée de réalisation, donnée à titre d'exemple non limitatif en se référant au dessin annexé montrant de manière schématique une installation selon l'invention. Meilleure manière de réaliser l'inventionOther advantages, aims and features of the invention will appear on reading the description of a preferred embodiment given by way of non-limiting example with reference to the accompanying drawing schematically showing an installation according to the invention. invention. Best way to realize the invention
En figure 1 est représentée de manière schématique une installation selon l'invention associée à une ouverture 10 d'une porte pratiquée dans le fuselage d'un avion. Sur cette figure apparaît en traits mixtes fins un maillage définissant des cellules dont certaines reçoivent des capteurs 1.In Figure 1 is shown schematically an installation according to the invention associated with an opening 10 of a door made in the fuselage of an aircraft. In this figure appears in fine mixed lines a mesh defining cells some of which receive sensors 1.
Cette installation, autour de l'ouverture 10 de chaque porte d'accès au volume interne de l'avion, comprend un réseau de capteurs 1 connectés électriquement par des liaisons filaires à une unité de traitement 2 propre à ce réseau de capteur, elle-même connectée électriquement par une liaison filaire à un concentrateur 3 de données, distant, commun aux différentes unités de traitement 2, ce concentrateur étant connecté électriquement par une liaison filaire à un afficheur centralisé 4 prévu pour être installé par exemple dans le poste de pilotage ou dans tout autre endroit approprié.This installation, around the opening 10 of each access door to the internal volume of the aircraft, comprises an array of sensors 1 electrically connected by wire links to a processing unit 2 specific to this sensor network, itself even electrically connected by a wired connection to a data concentrator 3, remote, common to the different processing units 2, the concentrator being electrically connected by a wired connection to a centralized display 4 intended to be installed for example in the cockpit or in any other appropriate place.
Chaque réseau de capteurs 1 se développe de part et d'autre de l'ouverture 10 de manière uniforme et comporte un nombre pair de capteurs. Λ titre d'exemple purement indicatif, à chaque ouverture de porte pourra être associé huit capteurs au plus. De préférence, le nombre de capteurs 1 est identique de chaque côté de la porte et l'éloignement de chaque capteur 1 du bord de l'ouverture est inférieur à 1 ,5 mètres. De plus les capteurs 1 sont régulièrement répartis dans le sens vertical, selon une ou plusieurs colonnes, pour chaque côté de l'ouverture.Each sensor array 1 develops on both sides of the aperture 10 uniformly and has an even number of sensors. As a purely indicative example, each door opening can be associated with up to eight sensors. Preferably, the number of sensors 1 is identical on each side of the door and the distance of each sensor 1 from the edge of the opening is less than 1, 5 meters. In addition, the sensors 1 are regularly distributed in the vertical direction, according to one or more columns, for each side of the opening.
Avantageusement, chaque capteur 1 est muni d'une céramique piézo électrique de type PZT (Titano-Zirconate de Plomb). Ces capteurs 1 peuvent être soit sensibles à la déformation mécanique du fuselage soit aux ondes vibratoires, les deux types de capteurs pouvant être utilisés.Advantageously, each sensor 1 is provided with a piezoelectric ceramic type PZT (Titano-Lead Zirconate). These sensors 1 can be either sensitive to mechanical deformation of the fuselage or to vibratory waves, both types of sensors can be used.
Chaque capteur 1 peut être fixé de manière permanente sur un support souple par lequel il sera apposé et fixé par collage sur la face interne du fuselage de l'avion. Ce support souple pourra être un film substrat en polyamide.Each sensor 1 can be permanently fixed on a flexible support by which it will be affixed and fixed by gluing on the inner face of the fuselage of the aircraft. This flexible support may be a polyamide substrate film.
Chaque capteur 1 comporte en outre un connecteur approprié par lequel il est connecté à l'unité de traitement 2 par une liaison filaire appropriée.Each sensor 1 further comprises a suitable connector by which it is connected to the processing unit 2 by a suitable wire link.
On peut remarquer en figure 1 que chaque capteur est connecté à une entrée dédiée de l'unité de traitement 2. Ainsi chaque unité de traitement 2 comporte plusieurs entrées de signaux respectivement connectées aux capteurs du réseau associé.It can be seen in FIG. 1 that each sensor is connected to a dedicated input of the processing unit 2. Thus, each processing unit 2 has several signal inputs respectively connected to the sensors of the associated network.
Les capteurs 1 du réseau seront alimentés en énergie électrique par l'unité de traitement 2.The sensors 1 of the network will be supplied with electrical energy by the processing unit 2.
Cette unité de traitement 2 à notamment pour but de permettre la détection et la signalisation d'un choc ayant une très forte probabilité d'endommager la structure du fuselage et dans tous les cas, la détection et la signalisation de ceux ayant conduit à la formation d'un impact visible sur le fuselage. Cette unité de traitement 2 est également apte à discriminer les signaux en provenance d'un choc endommageant de ceux provenant de chocs ou événements vibratoires liés au fonctionnement normal des opérations de traitement (déchargement/chargement des containers en soute, bruits d'organes mécaniques de l'avion, etc.).This processing unit 2 in particular for the purpose of allowing the detection and signaling of a shock with a very high probability of damaging the structure of the fuselage and in any case, the detection and signaling of those which led to the training a visible impact on the fuselage. This processing unit 2 is also able to discriminate the signals coming from a damaging impact of those coming from shocks or vibratory events related to the normal operation of the processing operations (unloading / loading of the containers in the hold, noise of mechanical parts of the plane, etc.).
Chaque unité de traitement 2 est installée à proximité du réseau de capteurs 1 correspondant afin de réduire au maximum la longueur des liaisons électriques vers les capteurs de ce réseau.Each processing unit 2 is installed near the corresponding sensor network 1 in order to minimize the length of the electrical connections to the sensors of this network.
Chaque unité de traitement 2 est apte à mettre en œuvre les fonctions du procédé précédemment décrit et comprend divers modules fonctionnels tels qu'un module de numérisation apte à convertir les signaux analogiques délivrés par les capteurs en signaux numériques, des modules de mémoire pour mémoriser ces derniers, des modules de filtres passe bas pour l'élimination des composantes hautes fréquences des signaux, des modules de fenêtrage pour diviser le signal en blocs temporels de cinq secondes chacun, des modules de 5 filtre passe bande pour filtrer le signal et des modules de calcul connus en soi mettant en œuvre des micro processeurs et moyens connexes. Ces modules de calcul ont pour but de déterminer si un choc subit par le fuselage peut l'endommager et dans ce cas le signaler, le localiser et émettre un signal d'alarme.Each processing unit 2 is able to implement the functions of the previously described method and comprises various functional modules such as a scanning module capable of converting the analog signals delivered. sensors for digital signals, memory modules for storing the latter, low-pass filter modules for the removal of the high frequency components of the signals, windowing modules for dividing the signal into time blocks of five seconds each, bandpass filter modules for filtering the signal and calculation modules known per se using micro processors and related means. These calculation modules are intended to determine if a shock to the fuselage can damage it and in this case report it, locate it and emit an alarm signal.
~1O À~chaque unité de traitëmenT2^siΕssT)cîêe~uτιe alarme locale située près de l'ouverture de la porte, cette alarme locale, connectée électriquement à la dite unité peut prendre la forme d'un témoin lumineux visible depuis le sol. ~ 1O ~ ~ Each unit of treatmenT2 ^ siΕssT) c ~ e ~ u'e local alarm located near the opening of the door, this local alarm, electrically connected to the said unit can take the form of a light visible from the ground.
Le concentrateur de données 3 est connecté via le réseau de communication de l'avion aux différentes unités de traitement 2 d'une part et àThe data concentrator 3 is connected via the communication network of the aircraft to the different processing units 2 on the one hand and to
15 l'afficheur centralisé 4 d'autre part. En outre, le concentrateur de données 3 est connecté électriquement au réseau de transport de l'énergie électrique que possède l'avion pour recevoir de ce réseau l'énergie propre à son fonctionnement et pour distribuer de l'énergie électrique aux différentes unités de traitement 2 ainsi qu'à l'afficheur centralisé 4.15 the centralized display 4 on the other hand. In addition, the data concentrator 3 is electrically connected to the transport network of the electric power possessed by the aircraft to receive from this network the energy specific to its operation and to distribute electrical energy to the various processing units 2 and the centralized display 4.
20 Ce concentrateur de données 3 est destiné à collecter l'ensemble des données d'alarme en provenance des unités de traitement des données 2, à dater ces informations et à les enregistrer dans une mémoire dédiée. Il a également pour fonction de communiquer à l'afficheur centralisé 4, les informations d'alarme délivrées par les différentes unités de traitement 2, lesThis data concentrator 3 is intended to collect all the alarm data from the data processing units 2, to date this information and to store it in a dedicated memory. It also has the function of communicating to the centralized display 4, the alarm information delivered by the different processing units 2, the
25 acquitter et transmettre les informations d'historique des chocs.25 acknowledge and transmit shock history information.
L'afficheur centralisé 4 est muni d'une interface utilisateur qui offre notamment les fonctionnalités suivantes : Etat du système de détection, Etat de défaut du système ou statut d'opérabilité,The centralized display 4 is provided with a user interface that notably offers the following functionalities: state of the detection system, state of the system fault or operability status,
30 Etat de l'alarme pour chaque porte,30 Alarm status for each door,
Bouton d'acquittement de l'alarme pour chaque porte,Alarm acknowledgment button for each door,
Interface de communication pour le transfert des données de traçabilité des chocs pour chaque porte (historique des dommages, dates, heures et indentification de la porte) et pour le téléchargement des logiciels et paramètres dans chaque unité de traitement 2.Communication interface for transfer of shock traceability data for each door (damage history, dates, times and gate identification) and for downloading software and parameters in each processing unit 2.
Il va de soi que la présente invention peut recevoir tous aménagements et variantes du domaine des équivalents techniques, sans pour autant sortir du cadre de la présente invention. It goes without saying that the present invention can receive any arrangements and variants of the field of technical equivalents, without departing from the scope of the present invention.

Claims

REVENDICATIONS
1/ Procédé de détection et d'analyse des dommages dus à des chocs, subis par le fuselage d'un avion en stationnement, autour de l'ouverture de l'une au moins des portes ou trappes d'accès au volume interne de l'avion, caractérisé en ce qu'il consiste :1 / A method for detecting and analyzing damage due to shocks, suffered by the fuselage of a parked aircraft, around the opening of at least one of the doors or hatches for access to the internal volume of the airplane, characterized in that it consists of:
- à capter en plusieurs points répartis autour de l'ouverture, par des capteurs i, les vibrations acoustiques produites par un choc, et produire des signaux électriques représentatifs des vibrations acoustiques captées en ces divers points, - à numériser ces signaux,- to collect at several points distributed around the opening, by sensors i, the acoustic vibrations produced by an impact, and to produce electrical signals representative of the acoustic vibrations picked up at these various points, - to digitize these signals,
- à enregistrer ces signaux,- to record these signals,
- à filtrer chacun de ces signaux numérisés afin d'en éliminer les composantes hautes fréquences,filtering each of these digitized signals in order to eliminate the high frequency components,
- à diviser chaque signal en blocs temporels b, - à calculer pour chaque bloc temporel b l'énergie du signal PPU,- to divide each signal into time blocks b, - to calculate for each time block b the energy of the signal PPU,
- à comparer la valeur de l'énergie calculée PPU à une valeur de référence PPLtπg , et si cette valeur calculée est supérieure à la valeur de référence,comparing the value of the calculated energy PPU with a reference value PPL t πg, and if this calculated value is greater than the reference value,
- à calculer pour chaque bloc la durée caractéristique ETDb du signal représentatif du choc, l'énergie basse fréquence du choc LFEj et l'énergie haute fréquence HFE1,to calculate for each block the characteristic duration ETD b of the signal representative of the shock, the low frequency energy of the shock LFEj and the high frequency energy HFE 1 ,
- à établir une fonction de proximité PFb,i caractérisant pour chaque capteur i la corrélation entre le signal délivré et l'énergie du choc, et en calculer la valeur,to establish a proximity function PF b , i characterizing for each sensor i the correlation between the delivered signal and the impact energy, and to calculate the value thereof,
- à classifier le choc selon deux catégories : choc dommageant et choc non dommageant, - et si le choc est dommageant à localiser et signaler ce dernier.- To classify the shock according to two categories: damaging shock and non-damaging shock, - and if the shock is damaging to locate and signal the latter.
2/ Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce que le filtrage du signal consiste à éliminer les composantes dont la fréquence est supérieure à 3000 Hz.2 / A method according to claim 1, characterized in that the filtering of the signal consists in eliminating the components whose frequency is greater than 3000 Hz.
3/ Procédé selon la revendication 1 , caractérisé en ce que l'énergie du signal PPLb pour chaque bloc temporel b est établie en calculant l'amplitude crête à crête de ce signal.3 / A method according to claim 1, characterized in that the energy of the PPL signal b for each time block b is established by calculating the peak-to-peak amplitude of this signal.
4/ Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce que pour le calcul de la durée ETDb du signal de choc sont écartées de ce signal les parties de signal dont la valeur de l'amplitude est inférieure à une fraction déterminée de la valeur de l'amplitude crête à crête.4 / A method according to claim 1, characterized in that for calculating the duration ETD b of the shock signal are separated from this signal the parts of signal whose magnitude value is less than a specified fraction of the peak-to-peak amplitude value.
5/ Procédé selon la revendication précédente, caractérisé en ce que la dite fraction est égale à 1/5. 6/ Procédé selon la revendication 1 , caractérisé en ce que l'énergie haute fréquence HFEj et l'énergie basse fréquence LFEj sont déterminées par filtrage avec des fréquences de coupure de 2 Hz et 400 Hz pour ce qui concerne l'énergie basse fréquence et de 1 kHz et 3 kHz pour ce qui concerne l'énergie haute fréquence. 7/ Procédé selon la revendication 1 , caractérisé en ce que en vue de l'établissement de la fonction de proximité il consiste à appliquer une normalisation des paramètres de durée de signal, d'énergie basse-fréquence et d'énergie haute fréquence.5 / Method according to the preceding claim, characterized in that said fraction is equal to 1/5. 6 / A method according to claim 1, characterized in that the high frequency energy HFEj and low frequency energy LFEj are determined by filtering with cutoff frequencies of 2 Hz and 400 Hz for low frequency energy and 1 kHz and 3 kHz for high frequency energy. 7 / A method according to claim 1, characterized in that for the purpose of establishing the proximity function it consists in applying a normalization of the parameters of signal duration, low-frequency energy and high-frequency energy.
8/ Procédé selon la revendication précédente, caractérisé en ce que la normalisation est telle que :8 / Method according to the preceding claim, characterized in that the normalization is such that:
Log(PPLb,,) = log(PPLb,i)/maXi(log(PPLb,i)) LFEb,i = LFEb,i/maXi(LFEb,i) HFEbii = HFEb,i/maXi(HFEb,i)Log (PPL b ) = log (PPL b , i) / maXi (log (PPL b , i)) LFE b , i = LFE b , i / maXi (LFE b , i) HFE bii = HFE b , i / maXi (HFE b , i)
où maxj désigne le maximum sur l'ensemble des signaux issus du réseau de capteurs.where maxj denotes the maximum on all the signals coming from the sensor network.
9/ Procédé selon la revendication précédente caractérisée en ce que la fonction de proximité est calculée telle que pour un capteur i et un bloc de signal b :9 / Method according to the preceding claim characterized in that the proximity function is calculated such that for a sensor i and a signal block b:
PFb.i = W1 x Log(PPLbii) + W2 x LFEb,i + W3 x HFEb,iPFb.i = W 1 × Log (PPL bii ) + W 2 × LFE b , i + W 3 × HFE b , i
où Wi, W2, W3 sont des facteurs de pondération déterminés par l'expérience.where Wi, W 2 , W 3 are weighting factors determined by experience.
10/ Procédé selon la revendication 1 , caractérisé en ce que l'étape de classification du choc consiste en préalable à sélectionner le capteur auquel correspond la valeur maximale de fonction de proximité ainsi que ceux auxquels correspondent des valeurs de fonction de proximité égales ou supérieures à la moitié de la valeur maximale.10 / A method according to claim 1, characterized in that the shock classification step consists in prior to select the sensor which corresponds to the maximum value of proximity function and those to which match proximity function values equal to or greater than half of the maximum value.
11/ Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce qu'en vue de la classification du choc est établie en préalable, une base de données répertoriant les signatures sous forme des paramètres Log(PPLb,ι), LFEbj, HFEbj, de chocs dommageants et non dommageants produits lors de simulations d'opérations de traitement sur des avions réels.11 / A method according to claim 1, characterized in that for the classification of the shock is established in advance, a database listing the signatures in the form of Log parameters (PPLb, ι), LFE b j, HFE b j , damaging and non-damaging shocks produced during simulations of processing operations on real aircraft.
12/ Procédé selon les revendications 9 et 11 prises ensemble caractérisée en ce que la base de données est utilisée pour identifier les facteurs de pondérations W1, w2l W3 par une méthode d'apprentissage.12 / A method according to claims 9 and 11 taken together characterized in that the database is used to identify weighting factors W 1 , w 2l W 3 by a learning method.
13/ Procédé selon la revendication 11 ou la revendication 12, caractérisée en ce qu'en vue de la classification du choc est utilisée une approche probabiliste faisant appel à la loi de BAYES.13 / A method according to claim 11 or claim 12, characterized in that for the classification of the shock is used a probabilistic approach using the law of BAYES.
14/ Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce qu'il consiste en vue de la localisation du choc, à définir autour de l'ouverture considérée un système de coordonnées sous forme d'un maillage définissant des cellules dont certaines contiennent les capteurs, à classer les capteurs par ordre décroissant de la valeur de la fonction de proximité PF1, à définir toutes les combinaisons possibles de deux capteurs et pour chaque combinaison de capteurs à mesurer l'éloignement de chaque cellule de l'un et l'autre capteurs et retenir cette cellule si elle est spatialement plus proche du capteur possédant la valeur de fonction de proximité la plus élevée et à répéter cette opération pour les autres combinaisons et seulement pour les cellules précédemment retenues.14 / A method according to claim 1, characterized in that it consists in view of the location of the shock, to define around the opening considered a coordinate system in the form of a mesh defining cells some of which contain the sensors, to classify the sensors in descending order of the value of the proximity function PF 1 , to define all the possible combinations of two sensors and for each combination of sensors to measure the distance of each cell from the one and the other sensors and retain this cell if it is spatially closer to the sensor having the highest proximity function value and repeat this for the other combinations and only for previously held cells.
15/ Procédé selon la revendication précédente caractérisé en ce qu'il consiste en mettre en œuvre une étape de localisation par calcul du barycentre.15 / A method according to the preceding claim characterized in that it consists in implementing a locating step by calculating the barycentre.
16/ Procédé selon la revendication 14 ou la revendication 15, le maillage est formé par les lisses et les couples du fuselage.16 / A method according to claim 14 or claim 15, the mesh is formed by the smooth and fuselage couples.
17/ Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce qu'il consiste après l'étape de localisation à estimer l'amplitude du choc en comparant la valeur de l'énergie crête-à-crête du choc PPLb,i à un ou plusieurs niveaux de graduation.17 / A method according to claim 1, characterized in that it consists after the locating step to estimate the shock amplitude by comparing the value of the peak-to-peak energy of the shock PPL b , i to one or several graduation levels.
18/ Installation de détection et d'analyse des dommages subis par le fuselage d'un avion en stationnement, autour de l'ouverture (10) de l'une au moins des portes ou trappe d'accès au volume interne de l'avion, pour la mise en œuvre du procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisée en ce qu'elle comprend :18 / Facility for detecting and analyzing damage to the fuselage of a parked aircraft, around the opening (10) of one of the aircraft less doors or access hatch to the internal volume of the aircraft, for the implementation of the method according to any one of the preceding claims, characterized in that it comprises:
- un réseau de capteurs (1) du type piézo électrique installé autour de la dite ouverture (10) sur la face interne du fuselage et apte à capter des vibrations mécaniques se propageant dans la structure du fuselage autour de l'ouverture et produire des signaux électriques représentatifs des vibrations mécaniques captées,a sensor network (1) of the piezoelectric type installed around said opening (10) on the internal face of the fuselage and capable of picking up mechanical vibrations propagating in the fuselage structure around the opening and producing signals representative of the mechanical vibrations picked up,
- au moins une unité de traitement (2) connectée électriquement au réseau de capteurs (1) et apte à assurer l'enregistrement des signaux électriques produits par les capteurs (1) et assurer leurs traitements numérique afin de détecter un choc sur le fuselage autour de l'ouverture, de déterminer si ce choc est endommageant et si tel est le cas, de localiser ce dernier,at least one processing unit (2) electrically connected to the sensor array (1) and capable of recording the electrical signals produced by the sensors (1) and ensuring their digital processing in order to detect an impact on the fuselage around the opening, to determine if this shock is damaging and if so, to locate it,
- au moins une alarme locale située près de la porte, connectée électriquement à l'unité de traitement (2) et activée par cette dernière lorsque le choc est endommageant,at least one local alarm located near the door, electrically connected to the treatment unit (2) and activated by the latter when the shock is damaging,
- un concentrateur (3) de données connecté électriquement à la ou à chaque unité de traitement (2) le dit concentrateur (3) étant apte à collecter les données d'alarme en provenance de l'unité de traitement (2) et les transmettre électriquement à un afficheur centralisé (4),a concentrator (3) of data electrically connected to the or each processing unit (2) said concentrator (3) being able to collect the alarm data from the processing unit (2) and transmit them electrically to a centralized display (4),
- un afficheur centralisé (4) destiné à être connecté électriquement au concentrateur (3) de données, apte à afficher pour chaque ouverture (10) un état d'alarme et si un choc endommageant est détecté, une information relative à la localisation du choc. 19/ Installation selon la revendication 18, caractérisée en ce que chaque réseau de capteurs (1) comprend un nombre pair de capteurs.a centralized display (4) intended to be electrically connected to the data concentrator (3), capable of displaying an alarm state for each opening (10) and if a damaging shock is detected, information relating to the location of the shock; . 19 / Apparatus according to claim 18, characterized in that each sensor array (1) comprises an even number of sensors.
20/ Installation selon la revendication précédente, caractérisée en ce que les capteurs (1) de chaque réseau de capteurs sont régulièrement répartis autour de l'ouverture (10) associée. 21/ Installation selon l'une quelconque des revendications 18 à 20, caractérisée en ce que chaque capteur est du type PZT. 20 / installation according to the preceding claim, characterized in that the sensors (1) of each sensor array are regularly distributed around the aperture (10) associated. 21 / Apparatus according to any one of claims 18 to 20, characterized in that each sensor is of the type PZT.
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