WO2023105173A1 - Procede de diagnostic numerique d'un systeme d'actionneurs d'un aeronef en maintenance - Google Patents

Procede de diagnostic numerique d'un systeme d'actionneurs d'un aeronef en maintenance Download PDF

Info

Publication number
WO2023105173A1
WO2023105173A1 PCT/FR2022/052290 FR2022052290W WO2023105173A1 WO 2023105173 A1 WO2023105173 A1 WO 2023105173A1 FR 2022052290 W FR2022052290 W FR 2022052290W WO 2023105173 A1 WO2023105173 A1 WO 2023105173A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
turbomachine
actuators
aircraft
test
turbine engine
Prior art date
Application number
PCT/FR2022/052290
Other languages
English (en)
Inventor
Patrick ARCOUËT
David Pereira
Hakim Maalioune
Original Assignee
Safran Nacelles
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Safran Nacelles filed Critical Safran Nacelles
Publication of WO2023105173A1 publication Critical patent/WO2023105173A1/fr

Links

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01R—MEASURING ELECTRIC VARIABLES; MEASURING MAGNETIC VARIABLES
    • G01R31/00—Arrangements for testing electric properties; Arrangements for locating electric faults; Arrangements for electrical testing characterised by what is being tested not provided for elsewhere
    • G01R31/28—Testing of electronic circuits, e.g. by signal tracer
    • G01R31/282—Testing of electronic circuits specially adapted for particular applications not provided for elsewhere
    • G01R31/2829—Testing of circuits in sensor or actuator systems
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01R—MEASURING ELECTRIC VARIABLES; MEASURING MAGNETIC VARIABLES
    • G01R31/00—Arrangements for testing electric properties; Arrangements for locating electric faults; Arrangements for electrical testing characterised by what is being tested not provided for elsewhere
    • G01R31/005—Testing of electric installations on transport means
    • G01R31/008—Testing of electric installations on transport means on air- or spacecraft, railway rolling stock or sea-going vessels

Definitions

  • the invention relates to the field of the maintenance of a system of actuators of a turbine engine on an aircraft, and more particularly to a system and a method for diagnosing a failure of such a system, in particular of a reversing system of thrust.
  • the actuator system can also be a landing gear actuation system, a cargo door actuation system, a flap or control surface actuation system, etc.
  • TSM diagnosis of abnormalities
  • the TSM is therefore too complex and requires the removal of components to detect failures and this induces a lot of unjustified removals to detect, confirm or invalidate failures.
  • the invention aims to provide a solution for diagnosing faults on a system of electromechanical or hydromechanical actuators of a turbomachine of an aircraft that is less time-consuming than the TSM and more targeted.
  • An object of the invention proposes an electronic device for diagnosing the state of an actuator system of a turbomachine of an aircraft, the device being configured to be coupled to an electrical connection harness of a turbomachine connecting a computer of a turbomachine to a system of actuators of said turbomachine, the device comprising a power supply unit for supplying said device, a connection block configured to allow the connection of said device to the electrical connection harness of the turbomachine to be diagnosed , a communication block configured to deliver information to a user and receive instructions from the user, and a control block comprising a module for transmitting test signals and modules for measuring the signals received by the device in response to the test signals during an operating cycle of the turbomachine actuator system.
  • the device may further comprise a casing inside which are housed the power supply unit and the control unit, and at least partly the connection block.
  • the power supply module can comprise a battery configured to power the electronic device autonomously.
  • the communication block can comprise a wireless transmission/reception module making it possible to deliver and receive information on and from a remote device, such as for example a Wifi communication module, or Bluetooth®.
  • a wireless transmission/reception module making it possible to deliver and receive information on and from a remote device, such as for example a Wifi communication module, or Bluetooth®.
  • a method for diagnosing the state of an actuator system of an aircraft turbine engine comprising coupling an electronic diagnostic device as defined above to the electrical harness of a turbomachine of an aircraft on the ground, the electrical harness connecting a computer of the turbomachine to a system of actuators, and the method further comprising a power supply for the device.
  • the method comprises the following steps:
  • the method may further comprise a performance of at least one additional test operation following from the detection of a defect to determine a secondary test profile to refine the recommendations.
  • the method may further comprise a transmission of the test profile to an analysis module before the comparison, the detection and the transmission of recommendations being carried out by the analysis module, the analysis module being remote from the other elements of the electronic diagnostic device.
  • FIG. 1 schematically represents an electronic device for diagnosing the state of an electromechanical actuator system of a turbomachine according to one embodiment of the invention.
  • Figure 2 schematically represents a flowchart of a process for diagnosing the state of an electromechanical actuator system of an aircraft turbine engine.
  • Figure 1 is shown schematically an electronic device for diagnosing the state of a system of electromechanical actuators of a turbomachine according to one embodiment of the invention.
  • the invention applies both to a system of electromechanical actuators and to a system of hydromechanical actuators.
  • the electronic device 1 is configured to diagnose the state of an electromechanical actuator system 2 of a turbomachine 3 of an aircraft.
  • the electromechanical actuator system 2 of FIG. 1 is a thrust reversal system of a turbomachine 3 of an aircraft.
  • the device 1 is configured to be coupled to an electrical connection harness 4 of a turbomachine connecting a computer 5 of the turbomachine 3 to the electromechanical actuator system 2 of the turbomachine 3.
  • the electronic device 1 is an electronic diagnostic device for detecting any failure when the aircraft is on the ground.
  • the device 1 comprises a power supply unit 11 (Error in the figure: “1" instead of "11" in the frame) to power the device 1, a connection block 12 configured to allow the device to be connected to the electrical connection harness 4 of the turbomachine 3 to be diagnosed, a communication block 13 configured to deliver information to a user and receive instructions from the user, and a control block 14 coupled to the block power supply 11, to the electrical connection block 12 and to the communication block 13.
  • the device 1 comprises a box inside which are housed the power supply block 11, the control block 14, the connection block 12 and at least a part of the communication block 13.
  • the power supply module 11 comprises a battery 110 configured to power the electronic device independently of any other system and in particular independently of the turbine engine 3.
  • a generator can be used to power the device 1 .
  • the control unit 14 further comprises a module 140 for transmitting test signals and modules 142 for measuring the signals received by the device in response to the test signals during an operating cycle of the system of electromechanical actuators of the turbomachine.
  • the communication block can comprise a display screen with a panel allowing a user to send commands, or else, as shown in FIG. 1, a transmission/reception module without wire 130 for delivering and receiving information to and from a remote device 132.
  • Figure 2 is shown schematically a flowchart of a method for diagnosing the state of a system of electromechanical actuators of a turbine engine of an aircraft implemented by the electronic device 1 of Figure 1.
  • the method for diagnosing the state of an electromechanical actuator system firstly comprises a step 200 of electrical coupling of the diagnostic device 1 to the electrical harness 4 of a turbomachine 3 of an aircraft on the ground, the harness 4 electric connecting a computer 5 of the turbomachine 3 to a system of electromechanical actuators 2 of the turbomachine.
  • the method then comprises a step 210 of powering the device, and a step 215 of receiving data from the system of electromechanical actuators subjected to an operating cycle, for example a deployment and retraction of a thrust reverser.
  • This reception step makes it possible to first receive the failure messages recorded by the computer of the aircraft during the flight.
  • the method then includes a step 220 of selecting a test operation by a user via the remote device 132.
  • the selection 220 of the test operation is conditioned by the failure messages previously recorded by the aircraft computer during the flight and received in the previous step, and from the messages coming from the maintenance center and collected by the operator as well than the criteria which cannot be recorded electrically by the electromechanical actuator system but which can be measured manually by the operator when the aircraft is on the ground, for example, a cowling misalignment with respect to another in the case of a thrust reverser.
  • the method comprises a step of recording a test profile relating to the test operation during an operating cycle of the electromechanical actuator system. For this, a maintenance operator launches a recording cycle from a tablet, and another operator launches a cycle of electromechanical actuators from the cockpit of the aircraft.
  • the recording of the test profile includes the recording of a plurality of measurements taken on different components of the electromechanical actuator system 3.
  • the measurements are mainly current and voltage measurements.
  • the method comprises a comparison of the recorded test profile with a standard profile stored in a memory of the control device.
  • the method may include, prior to the comparison, a transmission of the test profile to the remote device 132 via the transmission/reception module 130, the comparison 240 being performed on the remote device 132 from of a typical profile saved on the remote device 132.
  • the method includes detecting the absence of a defect or the presence of at least one defect based on the result of the comparison.
  • the method can include a display of recommendations on a screen, in other words a transmission of recommendations to the user, the recommendations relating to said at least one fault detected.
  • the invention thus makes it possible to provide a solution for diagnosing faults on a system of electromechanical actuators of a turbomachine of an aircraft that is less time-consuming than the TSM and more targeted.

Landscapes

  • Physics & Mathematics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Electromagnetism (AREA)
  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Testing Of Devices, Machine Parts, Or Other Structures Thereof (AREA)
  • Testing And Monitoring For Control Systems (AREA)

Abstract

Dispositif (1) électronique pour diagnostiquer l'état d'un système d'actionneurs (2) d'une turbomachine (3) d'un aéronef, le dispositif (1) étant configuré pour être couplé sur un harnais (4) de connexion électrique d'une turbomachine (3) reliant un calculateur (5) d'une turbomachine (3) à un système (2) d'actionneurs de ladite turbomachine (3), le dispositif (1) comprenant un bloc d'alimentation (11) pour alimenter ledit dispositif (1), un bloc de connexion (12) configuré pour permettre la connexion dudit dispositif (1) sur le harnais (4) de connexion électrique de la turbomachine (3) à diagnostiquer, un bloc de communication (12) configuré pour délivrer des informations à un utilisateur et recevoir des consignes de l'utilisateur, et un bloc de commande (14) comportant un module (140) d'émission de signaux de test et des modules (142) de mesure des signaux reçus par le dispositif (1) en réponse aux signaux test pendant un cycle de fonctionnement du système (2) d'actionneurs de la turbomachine (3).

Description

Description
Titre de l'invention : PROCEDE DE DIAGNOSTIC NUMERIQUE D'UN SYSTEME D'ACTIONNEURS D'UN AERONEF EN MAINTENANCE
Domaine Technique
L’invention concerne le domaine de la maintenance d’un système d’actionneurs d’une turbomachine sur un aéronef, et plus particulièrement un système et un procédé de diagnostic de panne d’un tel système, notamment d’un système d’inversion de poussée.
Le système d’actionneurs peut être aussi un système d’actionnement des trains d’atterrissage, un système d’actionnement des portes cargo, un système d’actionnement des volets ou des gouvernes, etc.
Technique antérieure
Les tests de continuité et d’isolement électriques d’un système d’inversion de poussée sur une turbomachine d’un aéronef sont chronophages. En effet, pour réaliser ces tests, tous les connecteurs des harnais de connexion électrique doivent être débranchés, puis les mesures doivent se faire fil à fil. L’ensemble de ces tests est désigné comme un diagnostic des anomalies, ou TSM, acronyme anglais pour « Trouble Shooting Manual». Un inconvénient du TSM, en plus d’être chronophage, est qu’il ne pointe pas directement vers la cause possible. Ce qui implique une mise en place longue et fastidieuse pour préciser la panne éventuelle.
Le TSM est donc trop complexe et demande à déposer des composants pour aller détecter des pannes et cela induit beaucoup de déposes non-justifiées pour aller détecter, confirmer ou infirmer des pannes.
D’autre part, les tests automatiques type BITE, acronyme anglais pour « Buit-in Test Equipment », ne donnent qu’un résultat au niveau système et donc ne permettent pas d’identifier directement un composant défectueux dans le système. Il faut pour cela consulter un manuel de recherche de panne pour la panne indiquée du système. D’autre part, les logigrammes de recherche de panne de ce manuel sont établis en fonction de la fiabilité connue des composants à une certaine date et leur maintenabilité (Facilité d’accessibilité et de la tâche) et donc sont d’une fiabilité restreinte. Les méthodes actuelles de diagnostic de panne des systèmes inverseur de poussée ou TRAS, acronyme anglais pour « Thrust Reverser Actuation System), tout comme celles d’autres systèmes avion, n’exploitent pas les possibilités de développement offertes par le numérique actuellement.
En effet, à la lecture des déroulés opératoires tels qu’instruits notamment dans le manuel de diagnostic des anomalies, la problématique de mise en œuvre des moyens d’essai sous aile ou en atelier s’avère lourde à plusieurs titres. Dans le processus d’isolation de pannes par continuité électrique, la logique de cheminement n’apparaît pas toujours de façon évidente, faute aussi de synoptique illustrant clairement le processus et sa finalité. Le processus égrène les causes possibles sans considération d’autres facteurs pouvant circonscrire la recherche aux causes les plus probables.
L’encombrement d’un volume de papier comprenant plus d’instructions que nécessaire n’est pas des plus conviviaux, des plus économiques, et des plus écologiques. Les appareils de mesure électrique n’intègrent pas un traitement décisionnel en fonction du profil de fonctionnement enregistré sur un cycle.
Enfin, la déconnexion et la connexion d’équipements à tester n’est pas forcément facile d’accès.
Exposé de l’invention
L'invention vise à fournir une solution pour diagnostiquer des pannes sur un système d’actionneurs électromécaniques ou hydromécaniques d’une turbomachine d’un aéronef moins chronophage que le TSM et plus ciblée.
Un objet de l’invention propose un dispositif électronique pour diagnostiquer l’état d’un système d’actionneurs d’une turbomachine d’un aéronef, le dispositif étant configuré pour être couplé sur un harnais de connexion électrique d’une turbomachine reliant un calculateur d’une turbomachine à un système d’actionneurs de ladite turbomachine, le dispositif comprenant un bloc d’alimentation pour alimenter ledit dispositif, un bloc de connexion configuré pour permettre la connexion dudit dispositif sur le harnais de connexion électrique de la turbomachine à diagnostiquer, un bloc de communication configuré pour délivrer des informations à un utilisateur et recevoir des consignes de l’utilisateur, et un bloc de commande comportant un module d’émission de signaux de test et des modules de mesure des signaux reçus par le dispositif en réponse aux signaux test pendant un cycle de fonctionnement du système d’actionneurs de la turbomachine.
Selon un premier mode de réalisation du dispositif, le dispositif peut comprendre en outre un boîtier à l’intérieur duquel sont logés le bloc d’alimentation et le bloc de commande, et au moins en partie le bloc de connexion.
Selon un second mode de réalisation du dispositif, le module d’alimentation peut comprendre une batterie configurée pour alimenter le dispositif électronique de manière autonome.
Selon un troisième mode de réalisation du dispositif, le bloc de communication peut comprendre un module d’émission/réception sans fil permettant de délivrer et de recevoir des informations sur et depuis un appareil à distance, comme par exemple un module de communication Wifi, ou Bluetooth®.
Dans un autre objet de l’invention, il est proposé un procédé pour diagnostiquer l’état d’un système d’actionneurs d’une turbomachine d’un aéronef, le procédé comprenant un couplage d’un dispositif électronique de diagnostic tel que défini ci- dessus au harnais électrique d’une turbomachine d’un aéronef au sol, le harnais électrique reliant un calculateur de la turbomachine à un système d’actionneurs, et le procédé comprenant en outre une alimentation du dispositif.
Selon une caractéristique générale de l’invention, procédé comprend les étapes suivantes :
- une étape de réception des données issues du système d’actionneurs soumis à un cycle de fonctionnement,
- une sélection d’une opération de test en fonction des données reçues,
- un enregistrement d’un profil de test relatif à l’opération de test pendant un cycle de fonctionnement du système d’actionneurs, le profil de test étant réalisé à partir des mesures relevées sur différents composants dudit système d’actionneurs,
- une comparaison du profil de test à un profil type,
- une détection d’une absence de défaut ou d’une présence d’au moins un défaut à partir du résultat de la comparaison,
- une transmission de recommandations relatives audit au moins un défaut détecté.
Selon un premier mode de mise en œuvre du procédé, le procédé peut comprendre en outre une réalisation d’au moins une opération de test supplémentaire à la suite de la détection d’un défaut pour déterminer un profil de test secondaire pour affiner les recommandations.
Selon un second mode de mise en œuvre du procédé, le procédé peut comprendre en outre une transmission du profil de test à un module d’analyse avant la comparaison, la détection et la transmission de recommandations étant réalisées par le module d’analyse, le module d’analyse étant déporté des autres éléments du dispositif électronique de diagnostic.
Brève description des dessins
[Fig. 1] La figure 1 représente schématiquement un dispositif électronique pour diagnostiquer l’état d’un système d’actionneurs électromécaniques d’une turbomachine selon un mode de réalisation de l’invention.
[Fig. 2] La figure 2 représente schématiquement un logigramme d’un procédé pour diagnostiquer l’état d’un système d’actionneurs électromécaniques d’une turbomachine d’un aéronef.
Description des modes de réalisation
Sur la figure 1 est représenté schématiquement un dispositif électronique pour diagnostiquer l’état d’un système d’actionneurs électromécaniques d’une turbomachine selon un mode de réalisation de l’invention. L’invention s’applique aussi bien à un système d’actionneurs électromécaniques qu’à un système d’actionneurs hydromécaniques.
Le dispositif électronique 1 est configuré pour diagnostiquer l’état d’un système d’actionneurs électromécaniques 2 d’une turbomachine 3 d’un aéronef. Le système d’actionneurs électromécaniques 2 de la figure 1 est un système d’inversion de poussée d’une turbomachine 3 d’un aéronef. Le dispositif 1 est configuré pour être couplé sur un harnais 4 de connexion électrique d’une turbomachine reliant un calculateur 5 de la turbomachine 3 au système d’actionneurs électromécaniques 2 de la turbomachine 3.
Le dispositif 1 électronique est un dispositif électronique de diagnostic pour réaliser des détections d’éventuelle panne lorsque l’aéronef est au sol. Le dispositif 1 comprend un bloc d’alimentation 11 (Erreur sur la figure : « 1 » au lieu de « 11 » dans le cadre) pour alimenter le dispositif 1 , un bloc de connexion 12 configuré pour permettre la connexion du dispositif sur le harnais 4 de connexion électrique de la turbomachine 3 à diagnostiquer, un bloc de communication 13 configuré pour délivrer des informations à un utilisateur et recevoir des consignes de l’utilisateur, et un bloc de commande 14 couplé au bloc d’alimentation 11 , au bloc de connexion électrique 12 et au bloc de communication 13. Le dispositif 1 comprend un boîtier à l’intérieur duquel sont logés le bloc d’alimentation 11 , le bloc de commande 14, le bloc de connexion 12 et au moins une partie du bloc de communication 13.
Dans le mode de réalisation représenté, le module d’alimentation 11 comprend une batterie 110 configurée pour alimenter le dispositif électronique indépendamment de tout autre système et notamment indépendamment de la turbomachine 3. Dans une variante, un groupe électrogène peut être utilisé pour alimenter le dispositif 1 .
Le bloc de commande 14 comporte en outre un module 140 d’émission de signaux de test et des modules 142 de mesure des signaux reçus par le dispositif en réponse aux signaux test pendant un cycle de fonctionnement du système d’actionneurs électromécaniques de la turbomachine.
Selon le mode de réalisation, le bloc de communication peut comprendre un écran d’affichage avec un panneau permettant à un utilisateur d’envoyer des commandes, ou bien, comme cela est représenté sur la figure 1 , un module d’émission/réception sans fil 130 permettant de délivrer et de recevoir des informations sur et depuis un appareil à distance 132.
Sur la figure 2 est représenté schématiquement un logigramme d’un procédé pour diagnostiquer l’état d’un système d’actionneurs électromécaniques d’une turbomachine d’un aéronef mis en œuvre par le dispositif électronique 1 de la figure 1.
Le procédé pour diagnostiquer l’état d’un système d’actionneurs électromécaniques comprend tout d’abord une étape 200 de couplage électrique du dispositif 1 de diagnostic au harnais 4 électrique d’une turbomachine 3 d’un aéronef au sol, le harnais 4 électrique reliant un calculateur 5 de la turbomachine 3 à un système d’actionneurs électromécaniques 2 de la turbomachine.
Le procédé comprend ensuite une étape 210 d’alimentation du dispositif, et une étape 215 de réception des données issues du système d’actionneurs électromécaniques soumis à un cycle de fonctionnement, par exemple un déploiement et un escamotage d’un inverseur de poussée. Cette étape de réception permet de recevoir d’abord les messages de panne enregistrés par le calculateur de l’aéronef pendant le vol.
Le procédé comprend ensuite une étape 220 de sélection d’une opération de test par un utilisateur via l’appareil à distance 132.
La sélection 220 de l’opération de test est conditionnée par les messages de panne préalablement enregistrés par le calculateur avion pendant le vol et reçus à l’étape précédente, et à partir des messages provenant du centre de maintenance et récoltés par l’opérateur ainsi que les critères non enregistrables électriquement par le système d’actionneurs électromécaniques mais mesurables manuellement par l’opérateur lorsque l’aéronef est au sol, par exemple, un désaffleurement de capot par rapport à un autre dans le cas d’un inverseur de poussée.
Dans une étape suivante 230, le procédé comprend une étape d’enregistrement d’un profil de test relatif à l’opération de test pendant un cycle de fonctionnement du système d’actionneurs électromécaniques. Pour cela, un opérateur de maintenance lance un cycle d’enregistrement depuis une tablette, et un autre opérateur lance un cycle d’actionneurs électromécaniques depuis le cockpit de l’aéronef.
L’enregistrement du profil de test comprend l’enregistrement d’une pluralité de mesures relevées sur différents composants du système d’actionneurs électromécaniques 3. Les mesures sont principalement des mesures de courant et de tension.
Dans une étape suivante 240, le procédé comprend une comparaison du profil de test enregistré à un profil type stocké dans une mémoire du dispositif de commande. Dans une variante, le procédé peut comprendre, préalablement à la comparaison, une transmission du profil test à l’appareil à distance 132 via le module d’émission/réception 130, la comparaison 240 étant réalisée sur l’appareil à distance 132 à partir d’un profil type enregistré sur l’appareil à distance 132.
Dans une étape suivante 250, le procédé comprend une détection d’une absence de défaut ou d’une présence d’au moins un défaut à partir du résultat de la comparaison.
Dans une étape suivante 260, le procédé peut comprendre un affichage de recommandations sur un écran, autrement dit une transmission de recommandations à l’utilisateur, les recommandations étant relatives audit au moins un défaut détecté.
L'invention permet ainsi de fournir une solution pour diagnostiquer des pannes sur un système d’actionneurs électromécaniques d’une turbomachine d’un aéronef moins chronophage que le TSM et plus ciblée.

Claims

Revendications
[Revendication 1] Dispositif (1) électronique pour diagnostiquer l'état d'un système d'actionneurs (2) d'une turbomachine (3) d'un aéronef lorsque l'aéronef est au sol, le dispositif (1) étant configuré pour être couplé, le temps du diagnostic, sur un harnais (4) de connexion électrique d'une turbomachine
(3) reliant un calculateur (5) d'une turbomachine (3) à un système (2) d'actionneurs de ladite turbomachine (3), le dispositif (1) comprenant un bloc d'alimentation (11) pour alimenter ledit dispositif (1), un bloc de connexion (12) configuré pour permettre la connexion dudit dispositif (1) sur le harnais
(4) de connexion électrique de la turbomachine (3) à diagnostiquer, un bloc de communication (12) configuré pour délivrer des informations à un utilisateur et recevoir des consignes de l'utilisateur, et un bloc de commande (14) comportant un module (140) d'émission de signaux de test et des modules (142) de mesure des signaux reçus par le dispositif (1) en réponse aux signaux test pendant un cycle de fonctionnement du système (2) d'actionneurs de la turbomachine (3).
[Revendication 2] Dispositif (1) selon la revendication 1, comprenant en outre un boîtier à l'intérieur duquel sont logés le bloc d'alimentation (11) et le bloc de commande (14), et au moins en partie le bloc de connexion (12).
[Revendication 3] Dispositif (1) selon l'une des revendications 1 ou 2, dans lequel le module d'alimentation (11) comprend une batterie (110) configurée pour alimenter le dispositif (1) électronique de manière autonome.
[Revendication 4] Dispositif (1) selon l'une des revendications 1 à 3, dans lequel le bloc de communication (13) comprend un module (130) d'émission/réception sans fil permettant de délivrer et de recevoir des informations sur et depuis un appareil à distance (132).
[Revendication 5] Procédé pour diagnostiquer l'état d'un système d'actionneurs d'une turbomachine d'un aéronef, le procédé comprenant un couplage (200) d'un dispositif électronique de diagnostic selon l'une des revendications 1 à 4 au harnais électrique d'une turbomachine d'un aéronef au sol, le harnais électrique reliant un calculateur de la turbomachine à un système d'actionneurs, et le procédé comprenant en outre une alimentation (210) du dispositif, caractérisée en ce que le procédé comprend les étapes suivantes :
- une réception (215) de données issues du système d'actionneurs soumis à un cycle de fonctionnement,
- une sélection (220) d'une opération de test en fonction des données reçues,
- un enregistrement (230) d'un profil de test relatif à l'opération de test pendant un cycle de fonctionnement du système d'actionneurs, le profil de test étant réalisé à partir des mesures relevées sur différents composants dudit système d'actionneurs,
- une comparaison (240) du profil de test à un profil type,
- une détection (250) d'une absence de défaut ou d'une présence d'au moins un défaut à partir du résultat de la comparaison,
- une transmission (260) de recommandations relatives audit au moins un défaut détecté.
[Revendication 6] Procédé selon la revendication 5, comprenant en outre une réalisation d'au moins une opération de test supplémentaire à la suite de la détection d'un défaut pour déterminer un profil de test secondaire pour affiner les recommandations.
[Revendication 7] Procédé selon l'une des revendications 5 ou 6, comprenant en outre une transmission du profil de test à un module de d'analyse avant la comparaison, la comparaison, la détection et la transmission de recommandations étant réalisées par le module d'analyse, le module d'analyse étant déporté des autres éléments du dispositif électronique de diagnostic.
PCT/FR2022/052290 2021-12-10 2022-12-09 Procede de diagnostic numerique d'un systeme d'actionneurs d'un aeronef en maintenance WO2023105173A1 (fr)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR2113275A FR3130383A1 (fr) 2021-12-10 2021-12-10 Procédé de diagnostic numérique d’un système d’actionneurs électromécaniques d’un aéronef en maintenance
FRFR2113275 2021-12-10

Publications (1)

Publication Number Publication Date
WO2023105173A1 true WO2023105173A1 (fr) 2023-06-15

Family

ID=80736108

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
PCT/FR2022/052290 WO2023105173A1 (fr) 2021-12-10 2022-12-09 Procede de diagnostic numerique d'un systeme d'actionneurs d'un aeronef en maintenance

Country Status (2)

Country Link
FR (1) FR3130383A1 (fr)
WO (1) WO2023105173A1 (fr)

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2920201A1 (fr) * 2007-08-20 2009-02-27 Aircelle Sa Systeme de commande d'au moins un actionneur de capots d'un inverseur de poussee pour turboreacteur et procede de test du systeme
US20100242434A1 (en) * 2009-03-25 2010-09-30 Snecma Method of monitoring a thrust reverser
EP2241948A2 (fr) * 2009-04-14 2010-10-20 Nabtesco Corporation Circuit de surveillance d'actionneur, contrôleur et unité d'actionneur
US20190186416A1 (en) * 2016-08-24 2019-06-20 Safran Aircraft Engines An integrated test method for testing the electrical operation of a thrust reverser of an aircraft turbojet, and an associated system

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2920201A1 (fr) * 2007-08-20 2009-02-27 Aircelle Sa Systeme de commande d'au moins un actionneur de capots d'un inverseur de poussee pour turboreacteur et procede de test du systeme
US20100242434A1 (en) * 2009-03-25 2010-09-30 Snecma Method of monitoring a thrust reverser
EP2241948A2 (fr) * 2009-04-14 2010-10-20 Nabtesco Corporation Circuit de surveillance d'actionneur, contrôleur et unité d'actionneur
US20190186416A1 (en) * 2016-08-24 2019-06-20 Safran Aircraft Engines An integrated test method for testing the electrical operation of a thrust reverser of an aircraft turbojet, and an associated system

Also Published As

Publication number Publication date
FR3130383A1 (fr) 2023-06-16

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US9658271B2 (en) Wire fault illumination and display
US20080262663A1 (en) Method for monitoring plane engines
EP3262392B1 (fr) Procede et dispositif de controle de l'etat d'un moteur d'aeronef a distance
EP2227701B1 (fr) Procede de detection et de localisation de defauts par reflectometrie dans un reseau electrique cable et dispositif correspondant
JP7330040B2 (ja) 電力線ブロードバンドのデータをモニタし、解析するためのシステム及び方法
CA2387327A1 (fr) Systeme de maintenance pour un ensemble d'equipements
FR3047274A1 (fr) Systeme de regulation electronique partiellement redondant
FR2933789A1 (fr) Procedes d'identification de profils de vol dans les operations de maintenance pour aeronef
FR2891379A1 (fr) Procede et systeme de diagnostic des pannes pour aerodynes
FR3020877A1 (fr) Procede de detection de defauts permanents et intermittents d'un ensemble de fils a tester
FR3052585A1 (fr) Systeme de surveillance d’un equipement d’aeronef
US10102690B2 (en) Non-starting engine remote diagnostic
FR3078791A1 (fr) Outil de diagnostic calculateur
CA2834757A1 (fr) Ensemble et procede de surveillance pour detecter des defauts structurels pouvant apparaitre dans une nacelle d'aeronef en service
WO2023105173A1 (fr) Procede de diagnostic numerique d'un systeme d'actionneurs d'un aeronef en maintenance
US20190120159A1 (en) Sensor diagnostic procedure
EP4257491A1 (fr) Procédé de surveillance de canalisations de prélèvement d'air d'un aéronef
US8224503B2 (en) Method of inspecting the integrity of an avionics system, and an inspection device for implementing said method
FR2925694A1 (fr) Dispositif pour tester un systeme electrique et procede de mise en oeuvre du dispositif
FR2628264A1 (fr) Systeme pour la surveillance et le diagnostic du niveau de charge de batteries, en particulier pour des unites d'alimentation en courant electrique de secours
EP3492393B1 (fr) Système et procédé de détection automatisée de bruit de fuite dans un aéronef
FR2997495A1 (fr) Procede de surveillance de capteurs vibratoires
EP4055258B1 (fr) Dispositif de raccordement de pièces d'un moteur d'aéronef et son procédé d'utilisation
FR2974419A1 (fr) Procédé et dispositif de contrôle et de localisation de défauts dans une chaine de panneaux photovoltaïques
FR3114877A1 (fr) Diagnostic d’un calculateur moteur d’aeronef

Legal Events

Date Code Title Description
121 Ep: the epo has been informed by wipo that ep was designated in this application

Ref document number: 22847538

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1