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WO2006111679A2 - Procede et dispositif de surveillance d'une structure d'un avion - Google Patents

Procede et dispositif de surveillance d'une structure d'un avion Download PDF

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Publication number
WO2006111679A2
WO2006111679A2 PCT/FR2006/050351 FR2006050351W WO2006111679A2 WO 2006111679 A2 WO2006111679 A2 WO 2006111679A2 FR 2006050351 W FR2006050351 W FR 2006050351W WO 2006111679 A2 WO2006111679 A2 WO 2006111679A2
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WO
WIPO (PCT)
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signal
aircraft
measured
sensors
threshold
Prior art date
Application number
PCT/FR2006/050351
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English (en)
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WO2006111679A3 (fr
Inventor
Didier Honoré BRAMBAN
Original Assignee
European Aeronautic Defence And Space Company Eads France
Eads Ccr Groupement D'intérêt Economique
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 European Aeronautic Defence And Space Company Eads France, Eads Ccr Groupement D'intérêt Economique filed Critical European Aeronautic Defence And Space Company Eads France
Priority to US11/918,810 priority Critical patent/US20110112775A1/en
Priority to JP2008507139A priority patent/JP4745385B2/ja
Priority to EP06743809A priority patent/EP1917497A2/fr
Priority to CA002605565A priority patent/CA2605565A1/fr
Publication of WO2006111679A2 publication Critical patent/WO2006111679A2/fr
Publication of WO2006111679A3 publication Critical patent/WO2006111679A3/fr

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    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01N—INVESTIGATING OR ANALYSING MATERIALS BY DETERMINING THEIR CHEMICAL OR PHYSICAL PROPERTIES
    • G01N29/00—Investigating or analysing materials by the use of ultrasonic, sonic or infrasonic waves; Visualisation of the interior of objects by transmitting ultrasonic or sonic waves through the object
    • G01N29/04—Analysing solids
    • G01N29/045—Analysing solids by imparting shocks to the workpiece and detecting the vibrations or the acoustic waves caused by the shocks
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01B—MEASURING LENGTH, THICKNESS OR SIMILAR LINEAR DIMENSIONS; MEASURING ANGLES; MEASURING AREAS; MEASURING IRREGULARITIES OF SURFACES OR CONTOURS
    • G01B17/00—Measuring arrangements characterised by the use of infrasonic, sonic or ultrasonic vibrations
    • G01B17/04—Measuring arrangements characterised by the use of infrasonic, sonic or ultrasonic vibrations for measuring the deformation in a solid, e.g. by vibrating string
    • G—PHYSICS
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    • G01H—MEASUREMENT OF MECHANICAL VIBRATIONS OR ULTRASONIC, SONIC OR INFRASONIC WAVES
    • G01H1/00—Measuring characteristics of vibrations in solids by using direct conduction to the detector
    • G01H1/12—Measuring characteristics of vibrations in solids by using direct conduction to the detector of longitudinal or not specified vibrations
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    • G01N29/00—Investigating or analysing materials by the use of ultrasonic, sonic or infrasonic waves; Visualisation of the interior of objects by transmitting ultrasonic or sonic waves through the object
    • G01N29/44—Processing the detected response signal, e.g. electronic circuits specially adapted therefor
    • G01N29/46—Processing the detected response signal, e.g. electronic circuits specially adapted therefor by spectral analysis, e.g. Fourier analysis or wavelet analysis
    • G—PHYSICS
    • G07—CHECKING-DEVICES
    • G07C—TIME OR ATTENDANCE REGISTERS; REGISTERING OR INDICATING THE WORKING OF MACHINES; GENERATING RANDOM NUMBERS; VOTING OR LOTTERY APPARATUS; ARRANGEMENTS, SYSTEMS OR APPARATUS FOR CHECKING NOT PROVIDED FOR ELSEWHERE
    • G07C5/00—Registering or indicating the working of vehicles
    • G07C5/08—Registering or indicating performance data other than driving, working, idle, or waiting time, with or without registering driving, working, idle or waiting time
    • G07C5/0808—Diagnosing performance data
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    • G01N2291/26—Scanned objects
    • G01N2291/269—Various geometry objects
    • G01N2291/2694—Wings or other aircraft parts

Definitions

  • the present invention relates to a method and a device for monitoring a structure of an aircraft. It aims to better take into account the constraints and impacts suffered by an aircraft or its duration of use during its lifetime.
  • the surveillance of an aircraft involves a regular visual inspection of the aircraft, especially at each stop.
  • some parts of the aircraft are dismantled and, in particular for strength measurements, some parts are replaced.
  • Replaced parts are themselves analyzed in the laboratory.
  • Laboratory analyzes include non-destructive testing and destructive testing.
  • Non-destructive testing includes strength readings under different stresses of disassembled parts.
  • Eventually specialized tools can be designed to measure parts resistances in place. During destructive checks, the resistance limit of the replaced parts is measured. We deduce their aging and compare this aging to an expected aging.
  • Such surveillance is imperfect. Indeed, it does not report in real time all the events suffered by the aircraft. It is only a partial state at a given moment.
  • the object of the invention is to remedy this problem.
  • this problem is solved by providing the aircraft with a permanent monitoring system, throughout the useful life of the aircraft. Typically, this lifetime includes phases of flights and waiting phases, airport or maintenance hangar.
  • the monitoring system is an electronic system powered by an avionics power supply. Permanent power supply, including maintained during the waiting phases, then makes it possible to record all the events to which the aircraft has been subjected. In this case, the resistance measurements made in laboratories are replaced, or at least supplemented, by acoustic measurements.
  • the subject of the invention is therefore a method for monitoring a structure of an aircraft in which
  • the signals delivered by these sensors are permanently recorded and processed in a central processing unit during a useful life of the aircraft, on the ground and in flight,
  • the invention also relates to a device for monitoring a structure of an aircraft comprising a device, embedded in the aircraft, acoustically detecting the effects of impacts, stress or aging on this structure, and an onboard safety device of this embedded device.
  • FIG. 1 the temporal representation of the amplitude of an acoustic signal measured with the method and the device of the invention
  • FIG. 2 in the case of the presence of several piezoelectric sensors on the same zone to be monitored, a time offset of the measured acoustic signals making it possible to locate the location of the impact,
  • FIG. 3 a schematic representation, according to the invention, the distribution of different sensors in the aircraft and the device for collecting the signals produced by these sensors;
  • FIG. 5 and 6 a representation of a pre-amplification device and packaging and integrity control of an acquisition chain of the invention
  • FIG. 7 and 8 a device for pre-amplification of signals from piezoelectric sensors (trans-impedance mounting) and the failure detection mechanism of the piezoelectric sensor.
  • the principles of acoustic emission are exploited in the invention.
  • the invention does not worry so much about the state of the parts of the plane, well after the arrival of the events, that transient phenomena occurring at the very moment (in the few milliseconds or seconds which follow the beginning of these phenomena). This being the case, the invention does not preclude later carrying out the operations of large visits reported above, in particular in order to better correlate the aging deductions acoustic measurements throughout the life of the aircraft.
  • the acoustic test is a powerful method for examining the deformation behavior of materials under mechanical stress.
  • Acoustic emission can be defined as a transient elastic wave generated by a rapid release of energy in a material.
  • the acoustic test is used here as a non-destructive testing technique to detect damage.
  • Electronic devices using acoustic principles for the Materials tests are specific metrological products and so are instrumentation products. They are studied for the following particular applications:
  • non-destructive testing during manufacturing processes in particular the treatment of materials, metal and alloy transformations, the detection of defects such as inclusions, quenching cracks, pores, fabrication, deformation processes: rolling, forging, spinning, welding and brazing (inclusions, cracks, lack of material in depth),
  • Such acoustic metrological devices apply in the fields of petrochemistry and chemistry, for storage tanks, reactor chambers, drills, offshore platforms, pipelines, valves. They also apply in the fields of energy, for nuclear reactor chambers, steam generators, ceramic insolants, transformers.
  • an acoustic transmit string is used which measures the signal, processes the data over time, and records, displays and analyzes the resulting data.
  • an acoustic transmit string is used which measures the signal, processes the data over time and records them. It is shown in the invention that one can overcome the vibrations of the aircraft in flight to extract only the acoustic signals helpful.
  • mechanical wave bursts are measured, in practice whose spectral components are between 2OkHz and 2MHz.
  • the acoustic system allows real-time analysis of data: burst characteristics (high frequency signals) in the time domain.
  • burst characteristics high frequency signals
  • the system of the invention also makes it possible to manage its own configuration parameters, the transfer of data and the storage of the data.
  • the present invention therefore also applies in the field of embedded systems, buried systems, electrical, electronic, programmable electronic systems, equipment relating to safety for transport.
  • the device of the invention has specific features to the detection of impacts due to its operation during these impacts. For this purpose, it includes generic functional reliability functional hardware and software. These dependability functionalities reside in mechanisms for detecting faults that are exogenous and endogenous to the device.
  • the exogenous functionalities are mainly, for example, the monitoring and the detection of the state of the sensor or the lines (rupture, short circuit, leak on the line of the sensor, even the failure of the sensor), or more exactly the permanent detection of the signals delivered by these sensors, the monitoring of the state of the external avionics power supply and the strengthening of the autonomy of the device by adding a battery backup.
  • Endogenous features must be able to monitor and detect internal failures in the device. These self-tests are mainly, surveillance of buffers and data storage, monitoring of the embedded software by providing, for example, a watchdog to avoid a blockage of processor tasks.
  • This operating safety system generally encompasses the potential risks due to the failure of functions to be performed by the device or system. The device, depending on the critical nature of the detected failure, will adopt a degraded mode of operation.
  • the invention therefore relates to a method and a device for detecting, processing and recording impacts or constraints.
  • This device comprises sensors.
  • the sensors are piezoelectric in nature to collect the mechanical waves propagating in a mechanical structure.
  • a measured acoustic signal (after electrical conversion as will be described later) has an oscillating shape. Its amplitude crosses a threshold THRESHOLD at a date t1. It reaches its maximum at a date t2. The difference t2-t1 is the rise time of this signal.
  • This signal has a burst duration, in an example of " l OO ⁇ s approximately. The burst duration is measured between the time t1 and a time t3 . The time t3 corresponds moreover to a fixed (short) duration after the last crossing of the During this period, the envelope of the signal culminates, here, four times, once for the precursor wave, once for the main wave and two times for parasitic waves.
  • FIG. 2 shows a flight time, ie the time difference between wave starts, between a first wave arriving on a first sensor and the same wave arriving on another sensor.
  • Figures 3 to 5 show a system comprising hardware and software components. In one example these hardware and embedded software form a functional equipment.
  • the acoustic signals detected by sensors 1 of piezoelectric nature are converted into analog electrical signals.
  • These analog signals can be amplified at voltage levels usable by remote preamplifiers 2 (Preamplifier / Analog Conditioner).
  • the preamplifiers are deported near the sensors 1.
  • they are amplified by preamplifiers integrated into the equipment.
  • the sensors 1 are distributed, by zone, in sensitive areas of the aircraft, in particular those indicated above: radome and leading edges of wings and empennage.
  • Figure 3 illustrates the monitoring of three areas.
  • the amplified signals are packaged and modulated to be transported over great distances (10m ⁇ 50m) corresponding to the size of an aircraft. In reception, they can be demodulated, measured and processed in a signal processing unit 3.
  • the data of the digital systems are then transmitted to a supervisor 4, which itself transmits the data to the memories and which drives the detection strategy system failures.
  • a diagnostic tool or PC 5 causes the loading and the recording of this data and possibly their display.
  • the signal processing unit 3 comprises analog / digital converters, multiplexers, FPGA circuits, and or DSPs.
  • Each event in the aircraft structure is detected, is time stamped and is essentially described in terms of amplitudes, alternations, energy, rise time and duration. Possibly the frequency spectrum can be measured.
  • the bursts and parameters characterizing an event are stored in output buffers of the digital signal processing unit 3 waiting to be transferred to the master processor.
  • Supervisor 4 serves to coordinate the timely reading of data from the digital signal processing unit 3 in a single data stream to buffers and storage mass storage memories allowing the system to capture large amounts of data. data.
  • the diagnostic tool 5 is of the personal computer or microcomputer type. It downloads and transfers device data to a mass storage device, typically a hard disk. It can generate the display of data on a visualization monitor. It deals with input / output operations, including the configuration and calibration of the equipment parameters, for example, the threshold value of the threshold THRESHOLD, the times of release (time out) after the event. We can define a threshold beyond which we decide to measure a signal, this threshold being different depending on whether the aircraft is flying or stopped on the ground. In a variant, an upper signal threshold is determined, and for signals greater than this threshold an alarm signal is produced.
  • the invention implements such a system, said further equipment, with both security functions.
  • These security functions are required to achieve a state of security of the equipment or to maintain such a state.
  • Such security functions are provided to achieve, through electrical systems, or electronic, or programmable electronic, or software or external risk reduction devices, a sufficient level of integrity.
  • the device of the invention comprises, among others, the following modes of operation of monitoring and diagnosis.
  • the monitoring mode includes the following features:
  • This remote control unit can be a diagnostic microcomputer, or other equipment on the same system bus.
  • the equipment is also able to operate in degraded modes.
  • the diagnostic mode consists of reprogramming the system, calibrating the parameters and transmitting the data (event parameters and failures) for analysis.
  • the advantages of the invention include a modularity of the hardware and software architecture, an interchangeability of piezoelectric sensors 1, a capacity for evolution, in the addition of peripherals, pilots, an ability to reduce the size of the device. system, monitoring the mechanical integrity of a structure during all phases of operation of said structure.
  • the function monitoring feature includes a validation feature, a functional security feature, and a power management feature.
  • the validation functionality is inseparable from the detection and calculation functionality of acoustic event parameters. It brings an increase of credibility of the measure. It requires to question the conditions under which the measurements were made. In this respect, these conditions are also measured and associated with the measurements relating to the acoustic events detected.
  • the functional security functionality comes in security, or integrity, of data against endogenous disturbances (overflow of internal queues, memories, processor behavior, ...) and exogenous disturbances (electrostatic disturbances, power interruptions). power supply, micro-cuts, damaged cable connections, leakage and earth leakage, short circuits, open circuits, damaged sensors).
  • This last measurement is made by a measurement of the capacitance characterizing a piezoelectric sensor 1.
  • Tests undertaken for this purpose are measurements or Boolean results. The tests are cyclic or asynchronous according to their nature. In order to validate the consistency of certain measurements used for the tests, these measurements are filtered. The failure was confirmed after several occurrences.
  • the power management functionality consists of external power supply conditioning with hardware components and storage of a portion of this external energy in a power reserve. This reserve can be used in case of breakage of the external power supply.
  • the detailed architecture of the equipment of the invention comprises, FIG. 4, four modules.
  • a first module is a signal processing module, SIGNAL PROCESSING, a second module is a processor module, CPU, a third module is a power monitoring module, MON ITORING, a fourth module is a power module, POWER SUPPLY.
  • the signal processing module includes piezoelectric sensors 1, numbered from sensor 1 to sensor n, analogue channels associated with n sensors, digital analog converters CAN 1 1, an FPGA circuit 19 which executes in real time and in parallel. the processing of the measurements and the extraction of the parameters of the acoustic signals.
  • the device of the invention comprises for each sensor an analog packaging chain.
  • the conditioning chain is integrated with the digital acoustic parameter calculation devices and is not associated with a remote analogue chain as for the known data recording and instrumental devices.
  • a 1 / Cn selectable gain charge preamplifier 6, for the n sensor, fixed cut-off frequency 1 / RnCn 20 KHz, a high pass filter 7 with a fixed cut-off frequency at 2OkHz, a cutoff frequency bandpass filter 8 programmable according to the type of piezoelectric sensor 1.
  • This bandpass filter can be short-circuited by means of a relay made using a switch or a transistor of the FET type. It also comprises an amplifier 9 with selected gains OdB, 2OdB, 40dB, 6OdB, 8OdB in order to make the equipment adaptable to different types of piezoelectric sensors 1, an anti-aliasing filter 10 of 2MHz.
  • the charge preamplifier 6 is not sensitive to distance / attenuation effects such as the voltage preamplifier 9. The charge preamplifier 6 maintains the sensitivity of the signal regardless of the distance from the piezoelectric sensor 1 to the preamplifier 9.
  • comparators 12 are made. These comparators detect useful voltage levels by comparing them to high and low voltages. They report line failures to the system. The technique provides continuity of monitoring and a good level of trust in the line.
  • a monostable multivibrator 13 is also used to verify the value of the capacitance of the piezoelectric sensor 1. A measurement of the capacitance of the piezoelectric sensor 1 makes it possible to detect a failure of the level of the sensor 1, a line break, or a short circuit. Using a relay, this multivibrator is connected to the sensor. A signal delivered by the multivibrator 13 provides information on the state of the sensor.
  • the charge pre-amplifier 6, FIG. 7, is a transimpedance assembly. This preamplifier 6 converts the electrical charge generated by the sensor into a proportional voltage signal.
  • a relay 16 made by means of a switch or a field effect transistor FET mounted on a feedback circuit, serves therein to discharge a selected capacitor 14 Cn and thus to the preparation of equipment.
  • a selected resistance 14 Rn connected in parallel with the capacitor 14 Cn forms a high-pass filter with a cut-off frequency 1 / RnCn and makes it possible to avoid drift problems.
  • the gain of the charge preamplifier 6, 1 / Cn is selectable using relays (switch or FET transistors).
  • a different resistor Rin 15 and capacitance Cin 15 are set to balance the mounting, reduce DC or AC feed offset errors caused by input bias currents.
  • an assembly using a monostable multivibrator 17, FIG. 8, is inserted by direct acting switching.
  • This monostable multivibrator 17 delivers a slot of width t proportional to RC when sending to the input A of the flip-flop 17 a rising edge (or a falling edge), a resistor 18 being a reference resistor placed on two terminals of the multivibrator monostable adjustable according to the type of sensor considered.
  • the value of the capacity of the piezoelectric sensor 1 is proportional to the duration of the slot.
  • n converter circuits such as the circuit 1 1, Figure 5.
  • the analog / digital converters sample the information of the analog channel with a precision of 16 bits, at the frequency of 20Mbits / s.
  • the converters are of parallel type. They transmit signals to the FPGA circuit 19 via a 16-bit data bus. The signals are accompanied by a valid data signal.
  • the FPGA circuit 19 is responsible for processing, in real time and in parallel, the information as soon as a programmable threshold is exceeded.
  • the measures treated by the invention are notably the following: - Dating of the event (according to the value of a register incremented by a clock pulse of 100ns)
  • the FPGA circuit 19 realizes the real-time acquisition of the acoustic events coming from an impact and the real-time calculation of the parameters characterizing these acoustic events.
  • the FPGA circuit 19 performs a temporary data storage function in a DPRAM memory internal to the FPGA circuit 19 for recording the parameters of an event.
  • the use of such a memory is useful when the storage time of measurements in non-volatile memories, Flash EEPROM type 23, are too long.
  • a DPRAM memory is indeed faster than the 70 ns useful for recording information in such Flash EEPROM memory.
  • Analog channel and power monitoring functions are controlled by the FPGA 19. They are integrated in one and the same component.
  • the system can transmit to the FPGA circuit 19 all the parameters allowing the calculation of the acoustic parameters.
  • a reset signal is available for resetting all the flip-flops and registers of the FPGA circuit 19. This signal comes from the processor 20, FIG. 4.
  • the CPU module groups the processor 20, to which a random access memory RAM, a FLASH-type mass memory 23, a clock management module, CLK Management 26, a resetting module, RESET Management 22, peripheral devices RTC 27, are connected. an EEPROM 24, all connected via a synchronous serial bus.
  • the processor 20 performs operations of loading and configuration of the FPGA circuits 19 from parameters stored in mass memory of the FLASH 23 or EEPROM 24 type, starting from the reading of the mass memory for a transfer to the transmitter / radio receiver, from the cyclical control of the integrity of the acquisition chain, from the integrity check of the memories, from the monitoring of the power sources, and from the dating of the event by recovery of the value of the clock RTC 27.
  • the internal DPRAM memory of the FPGA circuit 19 is accessible by the internal resources of the FPGA circuit 19, to write the 8 parameters for each channel, by the processor 20.
  • the processor 20 makes a reading of the 8 parameters for each channel, so that the latter can then write these data into mass memory type Flash 23.
  • the memory size of the DPRAM is arbitrary. Indeed, the flow of the data flow during the writing data in Flash 23 (order of the millisecond) is much higher than that corresponding to the minimum time between two consecutive impacts (order of the hundred microseconds). Arbitrarily, we will take a depth of DPRAM greater than the size of the data of 10 impacts.
  • a control system between writing the FPGA circuit 19 and reading the processor 20 is in place (address counters).
  • the DPRAM keeps in memory the acoustic events and the types of past failures as well as information for checking the integrity of the saved values of the check addition type, checksum. The DPRAM is tested by the processor 20 in the initialization phase.
  • a THRESHOLD register contains the value of an arbitrary reference voltage chosen by the operator according to the application. In particular, the value THRESHOLD can be varied depending on whether the aircraft is in the waiting (or even maintenance) phase or in the flight phase.
  • the parameter is preferably defined during design and during calibration. This parameter is stored in an EEPROM memory 24. This parameter can be modified via the centralization unit.
  • a TDUREE register contains a time constant which is the duration of a sliding window. This sliding window (FIG. 1) enables the FPGA circuit 19 to determine in real time the end of an acoustic burst on a channel and terminates the process of extracting the parameters.
  • the value of the register of this window TDUREE is a parameter defined during the design phase and during the calibration phase. It can be modified via the centralization unit.
  • the TDUREE window is activated as soon as the threshold is exceeded.
  • the TDUREE window remains active and can be retriggered as long as a threshold is exceeded by the acoustic signal.
  • the TDUREE window is deactivated when no threshold crossing by the acoustic signal has occurred during the TDUREE time.
  • This parameter is stored in an EEPROM memory 24. This parameter can be modified via the centralization unit.
  • a register contains a window value TOUT_MAX.
  • the window TOUT_MAX is a time constant which corresponds to a range of inhibition of the acquisition making it possible to inhibit the secondary echoes.
  • the following samples corresponding to signal bounces are filtered. Therefore, at the end of the signal on a given channel, ie when the TDUREE counter has reached the stop and there has been no signal above the THRESHOLD threshold, a TOUT_MAX counter is triggered. As long as this counter TOUT_MAX has not reached the window value TOUT_MAX, the FPGA circuit 19 does not take into account the samples on this channel.
  • This parameter is stored in an EEPROM memory 24. This parameter can be modified via the centralization unit.
  • the condition for characterizing the end of an impact and the authorization of acoustic parameter calculations on each channel is defined by a COND1 condition or a COND2 condition.
  • a COND1 condition On a given channel, when the signal has been detected, if the counter has reached its TDUREE stop and there has been no detection of events on the remaining channels other than those whose signal has already been characterized, and that the counter has reached its stop TOUT_MAX, then the condition COND1 is filled. If there are channels on which there has not yet been a sample above the threshold, and the signal has been characterized at least on one channel and the counter has reached its stop TVOL_MAX, then the condition COND2 is fulfilled.
  • Watchdog 21 watchdog function provides temporal and logical monitoring of the software sequence.
  • the Watchdog 21 is a circuit for detecting a faulty program sequence of the processor 20, typically when the processor is running in a circle.
  • the processor 20 must emit a pulse at a determined frequency to the Watchdog 21.
  • the individual elements of a program are processed in a period of time when the clock of the processor 20 has an anomaly, the pulse is no longer issued, which triggers an interruption of the Watchdog 21 to the RESET Management 22 which deals with the nature of the rearming and resetting initializes to the processor 20.
  • the reset type identification is managed by the RESET Management 22 module to determine what caused the restart of the equipment.
  • the mass memory is a FLASH 23 of sufficient size to contain the hardware configuration of the processor 20, the startup program, the application software, the set of records of the acoustic measurements, and the recording of failures other than that of the mass memory. Cyclic tests are run by the processor 20 to validate the integrity of the data.
  • the EEPROM 24 stores the acoustic measurement configuration parameters and the parameters used for the self-tests (threshold, filters, etc.), and stores the errors of the mass memory: defective sector.
  • Integrity tests include access control, addressing, writing, reading, storage (integrity check information of the added checks, checksum type). Depending on the nature of the tests, they are cyclical or asynchronous.
  • the random access memory, RAM is a sufficiently large random access memory used for the temporary backup of the software variables and the software running. Tests are performed by the processor 20 to validate the integrity of the RAM 25 Cyclic tests consist of a periodic reading of expected values in reserved memory areas and stored values (integrity control information of the saved values of the checksum type ). These tests are supplemented by asynchronous tests that consist in detecting failures during addressing, rewriting, storage (integrity control information of the saved values of the checksum type) and reading.
  • the CLK Management module 26 distributes the clocks to the converters 1 1, to the FPGA circuit 19, to the processor 20. It also includes clock drivers in order to guarantee the weak drifts, to eliminate the overruns by adapting the impedances of the pilot circuit to the impedance of the lines by resistors in series.
  • the clock circuit is associated with a phase control loop.
  • the circuit RTC 27 is a casing associated with a quartz giving a date in the format: year - month - day - hour - minute - second.
  • the precision is of the order of the second.
  • Its interface can be, depending on the type of component selected, in SPI or I2C format. This component is programmed at least once in the life of the card (initialization of time). he there is no provision for correction of the drift of this clock.
  • the RS232 driver 28 is a specific circuit of the MAX232 type in order to link to a verification microcomputer via an RS232 link. This circuit makes it possible to transform the TTL signals into RS232 type signals and vice versa. Bi-directional diodes are wired to the input / output signals to protect the circuit against overvoltages. Dedicated circuits are protected against short circuiting of the tracks.
  • the communication protocol on the bus is a synchronous standard SPI or I2C serial protocol.
  • a serial bus well suited to this type of application is the one using the I2C protocol.
  • the state of the bus between the sensors and the central unit is tested in order to continuously record the signals from the sensors.
  • the communication can be effected by means of wireless communication means 29.
  • the collection of the data recorded by the equipment is in any case possible locally by means of a wired serial link.
  • the wireless communication link allows the collection of data over a distance of about 10 meters. To do this, a module type 802.1 1b on a 2.4GHz carrier is used. Communication is point-to-point.
  • the monitoring module detects the levels as well as excessive current calls (short circuits).
  • the MONITORING module detects failures due to a power failure, and protects the system against power surges. Overvoltage or undervoltage is detected early enough so that all outputs can be put in the safe position by the power off software or there is a switchover to a second battery power supply.
  • the MONITORING voltage module monitors the secondary voltages and sets to the safety position if the voltage is not within the specified range (high and low threshold). The MONITORING module turns off the safety shutdown system by turning off the power while recording all critical safety information.
  • the POWER SUPPLY module shown in Figure 4 is a power supply consisting of a continuous DC converter that is compliant to the avionics EMC standards DO-160 category B.
  • the power supply allows switching to a battery-type power supply in the event of failure of the external power source.
  • the system state diagram has the following states:
  • the equipment enters the ON phase after the reset signal, RESET, controlled by the RESET Management 22 subsystem has been triggered.
  • the equipment tests all the vital functions of the system: the integrity of the ROM, the RAM, the mass memories, the EEPROM 24, the information resulting from the RESET Management 22, the disconnection of the power supply, the voltage level of the external power supply, the capacitance of the energy reserve, the integrity of the sensors, the leaks at most and the mass, the configuration (number of sensors present).
  • the relay 16 (RESET) mounted on the feedback circuit is put in the closed position to discharge the capacitor 14 Cn selected and to allow the preparation of the equipment.
  • the tests are software. In no case does the system enter into an acoustic measurement process.
  • the system leaves the start-up step for nominal operation when the line configuration has been verified and the supply voltage level is acceptable and / or the capacitive-type power supply is loaded to a level acceptable.
  • the equipment remains in the start-up stage if the supply voltage is out of range.
  • the start-up step restarts as long as the ROM tests and Ia RAM 25 are wrong.
  • the equipment leaves the start-up stage for the shutdown step, if at least one fault for which the error strategy is to turn off the equipment.
  • the switch between the piezoelectric sensor 1 and the analog chain is positioned on the charge pre-amplifier 6.
  • the contact of the relay 16 (RESET) mounted on the feedback circuit of the preamplifier is set to the open position.
  • the equipment returns to the stage in the nominal operating phase at the end of the start-up step.
  • the equipment performs periodic self-tests.
  • the equipment must validate the conditions under which the acoustic measurement is performed (verification of the smooth running of the algorithm, stack overflow, control of data storage in the memories ).
  • the device performs diagnostics on asynchronous actions (communication protocol, access control, read / write memories, thresholds for leaks).
  • a fault is related to a shutdown strategy, or if a drop or loss of power supply voltage of the device or equipment lasts more than TBAT1 (parameter in EEPROM memory 24), then the equipment enters the shutdown mode. When a critical error has been detected, the equipment enters the cutoff mode. Only the supply voltage and micro-cuts are still diagnosed. Wireless communication is still controlled by the wireless controller and is still diagnosed.
  • Wireless communications are allowed. Disconnecting power causes the device or equipment to shut down.
  • the device restarts by going to the power-on stage if the mains supplies the unit again, and if no RESET signal has already been triggered.
  • the equipment defines a partial break for faults on the measurement lines: leaks on the lines.
  • the faulty line diagnosis is forbidden and the other lines remain functional.
  • the fault is reported, but the system remains in its state.

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Abstract

Pour résoudre un problème de maintenance d'un avion, on prévoit de munir cet avion d'un dispositif de surveillance permanente. Ce dispositif comporte des capteurs piézo-électriques. Les signaux délivrés par les capteurs sont enregistrés en permanence. On en déduit à terme la fatigue subie par des parties critiques de l'avion. Ces dernières sont ainsi bien mieux surveillées. On montre qu'on réduit le coût des opérations de maintenance.

Description

Procédé et dispositif de surveillance d'une structure d'un avion
La présente invention concerne un procédé et un dispositif de surveillance d'une structure d'un avion. Elle vise à mieux prendre en compte des contraintes et impacts subis par un avion ou cours de sa durée d'utilisation, au cours de sa vie.
Dans l'état de la technique, la surveillance d'un avion comporte une inspection visuelle régulière de l'avion, notamment à chaque escale. En outre, lors des grandes visites, certaines parties de l'avion sont démontées et, notamment pour des mesures de solidité, certaines pièces sont remplacées. Les pièces remplacées sont elles-mêmes analysées en laboratoire. Les analyses en laboratoire comportent des contrôles non destructifs et des contrôles destructifs. Les contrôles non destructifs comportent des relevés de résistance sous différentes contraintes des pièces démontées. Eventuellement des outils spécialisés peuvent être conçus pour mesurer des résistances de pièces en place. Au cours des contrôles destructifs, la limite de résistance des pièces remplacées est mesurée. On en déduit leur vieillissement et on compare ce vieillissement à un vieillissement attendu. Une telle surveillance est imparfaite. En effet, elle ne rend pas compte en temps réel de tous les événements subis par l'avion. Elle n'est qu'un état partiel à un instant donné. Typiquement, la chute d'un objet, d'un outil, une chute de grêle sur une partie critique de l'avion, radôme, bords d'attaque d'aile et d'empennage, peut ne pas être détectée et signalée, ni prise en compte d'aucune manière. En outre, les opérations de grandes visites, qui nécessitent des démontages induisant une immobilisation de l'avion, sont complexes. Elles le sont d'autant plus que l'investigation doit être poussée plus loin.
Le but de l'invention est de remédier à ce problème. Selon l'invention, ce problème est résolu en munissant l'avion d'un système de surveillance permanente, pendant toute la durée de vie utile de l'avion. Typiquement, cette durée de vie comporte des phases de vols et des phases d'attente, en aéroport ou en hangar d'entretien. Le système de surveillance est un système électronique alimenté par une alimentation électrique avionique. Une alimentation électrique permanente, notamment maintenue pendant les phases d'attente, permet alors de relever tous les événements auxquels a été soumis l'avion. Dans ce cas, les mesures de résistance effectuées en laboratoires sont remplacées, ou au moins complétées, par des mesures acoustiques. En effet, selon l'invention, on a constaté que les impacts et chocs, et aussi les efforts importants imposés à la structure de l'avion, donnaient lieu à l'émission d'une onde acoustique aux points d'impact, à l'endroit de chocs, ou dans la zone de contrainte. Dans les endroits sensibles, dans les parties critiques mentionnées ci-dessus, on peut donc installer des jeux de capteurs piézo-électriques. Ces capteurs sont reliés au système électronique et le renseignent dès qu'un événement se produit.
Ainsi, dans l'invention, on a constaté que les fortes contraintes provoquaient aussi une émission d'une onde acoustique, de nature différente de celle d'un impact, et que le relevé de ces événements pouvait utilement renseigner sur l'état de l'avion. En simplifiant, un avion qui emprunte une ligne fréquemment sujette à des orages subira plus ces événements. Il sera plus vieilli, même si son apparence extérieure est acceptable. Selon l'invention, on mesure un taux de ces applications brutales de contrainte.
L'invention a donc pour objet un procédé de surveillance d'une structure d'un avion dans lequel
- on mesure des effets d'impacts, de contrainte, ou de vieillissement sur cette structure, caractérisé en ce que pour effectuer ces mesures,
- on place des capteurs piézo-électriques sur des parties à surveiller de cette structure,
- on relève en permanence et on traite des signaux délivrés par ces capteurs dans une unité centrale de traitement pendant une durée de vie utile de l'avion, au sol et en vol,
- ces signaux résultant de la présence d'une onde acoustique dans la structure à l'endroit des capteurs.
L'invention a également pour objet un dispositif de surveillance d'une structure d'un avion comportant un dispositif, embarqué dans l'avion, de détection par mesure acoustique des effets d'impacts, de contrainte ou de vieillissement sur cette structure, et un dispositif embarqué de sûreté de fonctionnement de ce dispositif embarqué. L'invention sera mieux comprise à la lecture de la description qui suit et à l'examen des figures qui l'accompagnent. Celles-ci ne sont présentées qu'à titre indicatif et nullement limitatif de l'invention. Les figures montrent :
- Figure 1 : la représentation temporelle de l'amplitude d'un signal acoustique mesuré avec le procédé et le dispositif de l'invention,
- Figure 2 : dans le cas de présences de plusieurs capteurs piézoélectriques sur une même zone à surveiller, un décalage temporel des signaux acoustiques mesurés permettant de localiser le lieu de l'impact,
- Figure 3 : une représentation schématique, selon l'invention, de la répartition de différents capteurs dans l'avion et du dispositif de collecte des signaux produits par ces capteurs;
- Figure 4 : une représentation fonctionnelle détaillée d'un dispositif d'enregistrement de l'invention;
- Figure 5 et 6: une représentation d'un dispositif de pré-amplification et de conditionnement et de contrôle d'intégrité d'une chaîne d'acquisition de l'invention;
- Figures 7 et 8 : un dispositif de pré-amplification de signaux issus des capteurs piézo-électriques (montage trans-impédance) et le mécanisme de détection de défaillance du capteur piézo-électrique. Les principes de l'émission acoustique sont exploités dans l'invention.
En effet, avec l'invention, on ne se préoccupe pas tant de l'état des parties de l'avion, bien après l'arrivée des événements, que des phénomènes transitoires se produisant au moment même (dans les quelques millisecondes ou secondes qui suivent le début de ces phénomènes). Ceci étant, l'invention n'empêche pas de se livrer ultérieurement aux opérations de grandes visites signalées ci-dessus, notamment afin de mieux corréler les déductions de vieillissement aux mesures acoustiques pendant toute la durée de vie de l'avion.
Le test acoustique est une méthode puissante pour examiner le comportement de déformation des matériaux sous une contrainte mécanique. L'émission acoustique peut être définie comme une onde élastique transitoire générée par une libération rapide d'énergie dans un matériau. Le test acoustique est ici utilisé comme une technique de contrôle non destructif permettant de détecter des dommages. Les dispositifs électroniques utilisant les principes acoustiques pour le test de matériaux sont des produits métrologiques spécifiques et sont donc des produits d'instrumentation. Ils sont étudiés pour les applications particulières suivantes :
- le comportement de matériaux : notamment l'étude de la propagation de fissures, d'élasticité, de la fatigue, de la corrosion, du fluage, et du délaminage,
- le contrôle non destructif pendant les processus de fabrication : notamment le traitement des matériaux, les transformations en métal et en alliage, la détection de défauts tels que les inclusions, les criques de trempe, les pores, la fabrication, les processus de déformation : laminage, forgeage, filage, le soudage et la brasure (inclusions, criques, manques de matière en profondeur),
- la surveillance de structures, notamment la surveillance continue de structures métalliques, les tests périodiques des chambres de pressions, des tuyauteries, des pipelines, des ponts, des câbles,
- et la détection de fuites.
De tels dispositifs métrologiques acoustiques s'appliquent dans les domaines de la pétrochimie et de la chimie, pour les réservoirs de stockage, les chambres de réacteur, les foreuses, les plates-formes offshore, les pipelines, les valves. Ils s'appliquent également dans les domaines de l'énergie, pour les chambres de réacteur nucléaire, les générateurs de vapeur, les insolants céramiques, les transformateurs.
Ils sont aussi connus dans le domaine aéronautique et spatial, en laboratoire, pour mesurer la fatigue, la corrosion, et l'étude des structures composites et métalliques.
Mais dans ce domaine, pas plus que dans aucun autre, ils ne sont pas connus pour être embarqués dans un engin aéronautique ou spatial. Ils ne sont utilisés que dans des laboratoires, sur des pièces démontées stables et surtout sans mouvement. De sorte qu'on revient au problème précédent. Dans l'invention, on utilise une chaîne d'émission acoustique qui mesure le signal, traite les données au cours du temps et enregistre, affiche et analyse les données résultantes. Dans l'invention, on utilise une chaîne d'émission acoustique qui mesure le signal, traite les données au cours du temps et les enregistre. On montre dans l'invention qu'on peut s'affranchir des vibrations de l'avion en vol pour n'extraire que les signaux acoustiques utiles. Typiquement, avec le procédé de l'invention, on mesure des salves d'ondes mécaniques, en pratique dont les composantes spectrales sont comprises entre 2OkHz et 2MHz. La chaîne acoustique permet d'analyser en temps réel les données : les caractéristiques des salves (les signaux haute fréquence) dans le domaine temporel. On pourrait également prévoir d'en analyser les caractéristiques fréquentielles. Elle permet également de localiser les sources acoustiques par zone ou par maille, de reconnaître et classifier en temps réel et de manière automatique les sources acoustiques, de filtrer et stocker les salves acoustiques en fonction de leurs caractéristiques, et d'extraire des données caractéristiques d'un phénomène. Le système de l'invention permet aussi de gérer ses propres paramètres de configuration, le transfert des données et le stockage des données.
La présente invention s'applique donc aussi dans le domaine des systèmes embarqués, des systèmes enfouis, des systèmes électriques, électroniques, électroniques programmables, des équipement relatifs à la sécurité pour le transport. Le dispositif de l'invention présente des fonctionnalités spécifiques à la détection d'impacts du fait de son fonctionnement lors de ces impacts. A cet effet, il comporte des fonctionnalités génériques de sûreté de fonctionnement matérielles et logicielles. Ces fonctionnalités de sûreté de fonctionnement résident en des mécanismes de détections de défaillances exogènes et endogènes au dispositif. Les fonctionnalités exogènes sont principalement, par exemple, la surveillance et la détection de l'état du capteur ou des lignes (rupture, court circuit, fuite sur la ligne du capteur, voire la défaillance du capteur), ou plus exactement la détection permanente des signaux délivrés par ces capteurs, la surveillance de l'état de l'alimentation électrique avionique externe et le renforcement de l'autonomie du dispositif en adjoignant une batterie de secours. Les fonctionnalités endogènes doivent permettre de surveiller et de détecter les défaillances internes au dispositif. Ces auto-tests sont principalement, la surveillance des mémoires tampons et de stockage des données, de surveillance du logiciel embarqué en prévoyant, par exemple, un chien de garde pour éviter un blocage des tâches du processeur. Ce système de sécurité de fonctionnement englobe d'une manière générale les risques potentiels dus à la défaillance des fonctions devant être réalisées par le dispositif ou le système. Le dispositif, selon le caractère critique de la défaillance détectée, adoptera un mode de fonctionnement dégradé.
L'invention concerne donc un procédé et un dispositif de détection, de traitement et d'enregistrement d'impacts ou de contraintes. Ce dispositif comprend des capteurs. Les capteurs sont de nature piézo-électrique pour recueillir les ondes mécaniques se propageant dans une structure mécanique.
On utilisera dans la présente description le glossaire suivant dont la signification est à relever au regard des figures 1 , 2 et 3 :
- ADC, Analog to Digital Convertor, pour Convertisseur analogique numérique,
- EA, Emission Acoustique,
- CND, Contrôle Non Destructif, - FPGA, Field Programmable Gâte Arrays, pour Ensemble de portes programmables,
- DSP, Digital Signal Processor, pour processeur de signal numérique,
- RTC, Real Time Clock, pour horloge en temps réel,
- Temps de vol, pour indiquer une différence entre un temps d'arrivée d'un signal acoustique sur une voie concernée (sur un capteur piézoélectrique concerné par cette voie) et un temps d'arrivée du signal acoustique sur une autre voie qui est atteinte en premier,
- Temps d'arrivée pour indiquer un temps correspondant à un dernier franchissement d'un seuil par un signal, - Nombre d'alternances, NA : nombre de franchissements d'un seuil par le signal à partir du premier franchissement du seuil.
Ainsi, figure 1 , un signal acoustique mesuré (après conversion électrique comme il sera dit plus loin) a une forme oscillante. Son amplitude franchit un seuil SEUIL à une date t1. Il atteint son maximum à une date t2. La différence t2-t1 est le temps de montée de ce signal. Ce signal possède une durée de salve, dans un exemple de "l OOμs environ. La durée de salve est mesurée entre le temps t1 et un temps t3. Le temps t3 correspond par ailleurs à une durée fixe (courte) après le dernier franchissement du seuil SEUIL. Au cours de cette durée, l'enveloppe du signal culmine, ici, quatre fois, une fois pour l'onde précurseur, une fois pour l'onde principale et deux fois pour des ondes parasites. Ce décompte conduit à un nombre d'alternance égal à 4. Le signal mesuré étant haute fréquence, pendant la durée de salve, et avec un filtre passe bas dont la fréquence de coupure est de l'ordre de cinquante fois l'inverse d'une durée moyenne de salve, on peut extraire les enveloppes des alternances. Le signal a par ailleurs une amplitude maximum positive absolue et une amplitude maximum négative absolue, dite amplitude minimum absolue. La figure 2 montre un temps de vol, c'est à dire la différence de temps entre des débuts d'onde, entre une première onde arrivée sur un premier capteur et la même onde arrivée sur un autre capteur.
Les figures 3 à 5 montrent d'un système comportant des composants matériels et logiciels. Dans un exemple ces matériel et logiciel embarqué forment un équipement fonctionnel.
Dans cet équipement, les signaux acoustiques détectés par des capteurs 1 de nature piézo-électrique sont convertis en signaux électriques analogiques. Ces signaux analogiques peuvent être amplifiés à des niveaux de tension utilisables par des préamplificateurs déportés 2 (Préamplificateur / Conditionneur analogique). Dans ce cas, les préamplificateurs sont déportés à proximité des capteurs 1. De préférence, ils sont amplifiés par des préamplificateurs intégrés à l'équipement. Les capteurs 1 sont répartis, par zone, dans des zones sensibles de l'avion, notamment celles indiquées ci- dessus : radôme et bords d'attaque d'ailes et d'empennage. La figure 3 illustre la surveillance de trois zones.
Par exemple 24 capteurs sont répartis dans chacune de quatre zones sensibles. Les signaux amplifiés sont conditionnés et modulés pour être acheminés sur de grandes distances (10m~50m) correspondant à la taille d'un avion. En réception, ils peuvent être démodulés, mesurés et traités dans une unité de traitement du signal 3. Les données des systèmes numériques sont ensuite transmises à un superviseur 4, qui lui-même transmet les données vers les mémoires et qui pilote la stratégie de détection des défaillances du système. Un outil ou PC de diagnostic 5 provoque le chargement et l'enregistrement de ces données et éventuellement leur affichage. L'unité de traitement du signal 3 comporte des convertisseurs analogique / numérique, des multiplexeurs, des circuit FPGAs, et ou des DSPs. Chaque événement dans la structure de l'avion est détecté, est horodaté et est décrit essentiellement en termes d'amplitudes, d'alternances, d'énergie, de temps de montée et de durée. Eventuellement le spectre fréquentiel peut être mesuré. Les salves et les paramètres caractérisant un événement sont stockés dans des mémoires tampons de sortie de l'unité de traitement numérique du signal 3 en attente d'être transférés vers le processeur maître.
Le superviseur 4 sert pour coordonner la lecture opportune de données de l'unité de traitement numérique du signal 3 dans un flot de données unique vers des mémoires tampons et des mémoires de masse de stockage à large capacité permettant au système de saisir de grandes quantités de données.
L'outil de diagnostic 5 est de type ordinateur personnel ou microordinateur. Il télécharge et transfère les données du dispositif vers une mémoire de masse de grande capacité, typiquement un disque dur. Il peut générer l'affichage des données sur un moniteur de visualisation. Il traite des opérations d'entrées/sorties, notamment la configuration et la calibration des paramètres de l'équipement, par exemple, la valeur de seuil du seuil SEUIL, les temps de relâchement (time out) après événement. On peut définir un seuil au delà duquel on décide de mesurer un signal, ce seuil étant différent selon que l'avion est en vol ou arrêté au sol. En variante, on détermine un seuil supérieur de signal, et pour des signaux supérieurs à ce seuil on produit un signal d'alarme.
Dans l'invention, on met en œuvre un tel système, dit plus loin équipement, avec, à la fois, des fonctions de sécurité. Ces fonctions de sécurité sont requises pour atteindre un état de sécurité de l'équipement ou pour maintenir un tel état. De telles fonctions de sécurité sont prévues pour atteindre, grâce à des systèmes électriques, ou électroniques, ou électroniques programmables, ou logiciel ou grâce à des dispositifs externes de réduction de risque, un niveau d'intégrité suffisant.
Dans ce but le dispositif de l'invention comprend, entre autres, des modes de fonctionnement suivants de surveillance et de diagnostic.
Le mode de surveillance englobe des fonctionnalités suivantes :
- Fonctions de détection et de calcul classique des paramètres d'événement (numéro du capteur et du canal, temps de vol, durée du signal, maximum, minimum, énergie, nombre d'alternances, temps de montée, etc....) ;
- Fonctions d'auto-test ou de surveillance ou d'Intégrité de sécurité pour chaque module constituant le système pour détecter des défaillances exogènes ou endogènes à l'équipement ;
- Fonctions d'enregistrement et d'horodatage des événements acoustiques, des défaillances internes et externes au cours du cycle de vie de l'équipement et des fonctionnalités de transmission de données sur le ou les bus numérique(s) système(s) ou de nouveaux moyens de communications filaires et/ou hertzien ;
- Fonctions de communication ou de transmission de données sur le ou les bus numérique(s) système(s) ou sur de nouveaux moyens de communications filaires et/ou hertzien vers une centrale déportée. Cette centrale déportée peut être un micro-ordinateur de diagnostic, ou un autre équipement sur le même bus système.
Selon la gravité des défaillances, l'équipement est aussi capable de fonctionner selon des modes dégradés.
Le mode diagnostic consiste en une reprogrammation du système, de calibration des paramètres et de transmission des données (paramètres d'événements et défaillances) pour analyse.
Les avantages de l'invention sont notamment, une modularité de l'architecture matérielle et logicielle, une interchangeabilité des capteurs piézo-électriques 1 , une capacité d'évolution, dans le rajout de périphériques, de pilotes, une capacité à réduire la taille du système, une surveillance de l'intégrité mécanique d'une structure durant toutes les phases d'exploitation de ladite structure.
La fonctionnalité de surveillance de fonctionnement regroupe une fonctionnalité de validation, une fonctionnalité de sécurité de fonctionnement et une fonctionnalité de gestion de l'alimentation. La fonctionnalité de validation est indissociable de la fonctionnalité de détection et de calcul des paramètres d'événement acoustique. Elle apporte un accroissement de crédibilité de la mesure. Elle nécessite de s'interroger sur les conditions dans lesquelles les mesures ont été réalisées. A cet égard, ces conditions sont également mesurées et associées aux mesures relatives aux événements acoustiques détectés. La fonctionnalité de sécurité de fonctionnement se décline en sécurité, ou intégrité, des données contre des perturbations endogènes (débordement des files d'attente interne, mémoires, comportement du processeur,...) et des perturbations exogènes (perturbation électrostatiques, coupures d'alimentation, micro-coupures, liaisons câblées endommagées, fuites au plus et à la masse, courts-circuits, circuits ouverts, capteurs endommagés). Cette dernière mesure est réalisée par une mesure de la capacité caractérisant un capteur piézo-électrique 1. Des tests entrepris à cet effet sont des mesures ou des résultats booléens. Les tests sont cycliques ou asynchrones selon leur nature. Afin de valider la cohérence de certaines mesures utilisées pour les tests, ces mesures sont filtrées. On a confirmation de la défaillance après plusieurs occurrences.
La fonctionnalité de gestion de l'alimentation consiste en un conditionnement de l'alimentation externe avec des composants matériels et un stockage d'une partie de cette énergie externe dans une réserve d'énergie. Cette réserve est utilisable en cas de rupture de l'alimentation externe.
L'architecture détaillée de l'équipement de l'invention, comprend, figure 4, quatre modules. Un premier module est un module de traitement de signal, SIGNAL PROCESSING, un deuxième module est un module processeur, CPU, un troisième module est un module de surveillance de l'énergie, MON ITORING, un quatrième module est un module d'alimentation, POWER SUPPLY.
Le module de traitement de signal regroupe les capteurs piézo- électriques 1 , numérotés de Capteur 1 à Capteur n, des chaînes analogiques associée aux n capteurs, des convertisseurs analogiques numérique CAN 1 1 , un circuit FPGA 19 qui exécute en temps réel et en parallèle le traitement des mesures et l'extraction des paramètres des signaux acoustiques. Le dispositif de l'invention comporte pour chaque capteur une chaîne analogique de conditionnement. La chaîne de conditionnement est intégrée aux dispositifs numériques de calcul de paramètres acoustiques et n'est pas associée à une chaîne analogique déportée comme pour les dispositifs instrumentaux et d'enregistrement de données de l'art connu. Une chaîne analogique, illustrée figure 5, comprend en cascade un préamplificateur de charge 6 de gain sélectionnable 1/Cn, pour le capteur n, de fréquence de coupure fixe 1/RnCn=20 KHz, un filtre passe haut 7 de fréquence de coupure fixe à 2OkHz, un filtre passe bande 8 de fréquence de coupure programmable selon le type de capteur piézo-électrique 1. Ce filtre passe bande peut être court-circuité à l'aide d'un relais réalisé à l'aide d'un commutateur ou d'un transistor de type FET. Elle comporte également un amplificateur 9 à gains sélectionnâmes OdB, 2OdB, 4OdB, 6OdB, 8OdB afin de rendre l'équipement adaptable à différents types de capteurs piézoélectriques 1 , un filtre anti-repliement 10 de 2MHz. Le préamplificateur de charge 6 n'est pas sensible aux effets de distance/atténuation comme le préamplificateur 9 de tension. Le préamplificateur de charge 6 maintient la sensibilité du signal indépendamment de la distance du capteur piézoélectrique 1 au préamplificateur 9.
Afin de détecter les défauts de fuite de masse et de fuite de la tension d'alimentation de l'amplificateur 6, des comparateurs 12 sont réalisés. Ces comparateurs détectent des niveaux de tension utiles en les comparant aux tensions hautes et basses. Ils signalent des défaillances de ligne au système. La technique offre une continuité de la surveillance et un bon niveau de confiance dans la ligne. Un montage multivibrateur monostable 13 est également utilisé afin de vérifier la valeur de la capacité du capteur piézo-électrique 1. Une mesure de la capacité du capteur piézo-électrique 1 permet de détecter une défaillance du niveau du capteur 1 , une rupture de ligne, ou un court-circuit. A l'aide d'un relais, ce multivibrateur est relié au capteur. Un signal, délivré par le multivibrateur 13 renseigne sur l'état du capteur.
Le préamplificateur de charge 6, figure 7, est un montage transimpédance. Ce préamplificateur 6 convertit la charge électrique engendrée par le capteur en un signal de tension proportionnel. Un relais 16, réalisé à l'aide d'un commutateur ou d'un transistor à effet de champ FET monté sur un circuit de contre-réaction, y sert à la décharge d'un condensateur 14 Cn sélectionné et donc à la préparation de l'équipement. Une résistance 14 Rn sélectionnée montée en parallèle avec le condensateur 14 Cn forme un filtre passe-haut avec une fréquence de coupure 1/RnCn et permet d'éviter des problèmes de dérives. Le gain du préamplificateur de charge 6, 1/Cn, est sélectionnable à l'aide de relais (commutateur ou transistors FET). Une résistance Rin 15 et une capacité Cin 15 différentes, toutes les deux adaptables, sont placées pour équilibrer le montage, réduire des erreurs de décalage d'alimentation continue ou alternative causées par des courants de polarisation d'entrée. Afin de maîtriser les défaillances des capteurs du système, un montage utilisant un multivibrateur monostable 17, figure 8, vient s'insérer par commutation à action directe. Ce multivibrateur monostable 17 délivre un créneau de largeur t proportionnelle à RC lorsqu'on envoie à l'entrée A de la bascule 17 un front montant (ou un front descendant), une résistance 18 étant une résistance de référence placée sur deux bornes du multivibrateur monostable ajustable selon le type de capteur considéré. La valeur de la capacité du capteur piézo-électrique 1 est proportionnelle à la durée du créneau. En mesurant ce temps t, on obtient une valeur de la capacité C du capteur 1. Toutes les n voies sont conditionnées en parallèle par n circuits convertisseurs tels que le circuit 1 1 , figure 5. Les convertisseurs analogiques/numériques échantillonnent l'information de la chaîne analogique avec une précision de 16 bits, à la fréquence de 20Mbits/s. Les convertisseurs sont de type parallèle. Ils transmettent au circuit FPGA 19 des signaux par un bus de données 16 bits. Les signaux sont accompagnés d'un signal de donnée valide.
Le circuit FPGA 19 a en charge le traitement, en temps réel et en parallèle, de l'information dès le dépassement d'un seuil programmable. Les mesures traitées par l'invention sont notamment les suivantes : - Datation de l'événement (suivant la valeur d'un registre incrémenté par une impulsion d'horloge de 100ns)
- Numéro de la voie
- Durée du signal
- Maximum - Minimum
- Nombre de franchissements du seuil -Temps de montée
-Temps de vol
Le circuit FPGA 19 réalise la fonction d'acquisition temps réel des événements acoustiques provenant d'un impact et le calcul temps réel des paramètres caractérisant ces événements acoustiques. Le circuit FPGA 19 réalise une fonction de stockage des données temporaires dans une mémoire DPRAM interne au circuit FPGA 19 pour l'enregistrement des paramètres d'un événement. L'utilisation d'une telle mémoire est judicieuse lorsque le temps de mémorisation des mesures dans des mémoires non volatiles, de type Flash EEPROM 23, sont trop longs. Une mémoire DPRAM est en effet plus rapide que les 70 ns utiles pour enregistrer des informations dans une telle mémoire Flash EEPROM.
Des fonctions de surveillance des chaînes analogiques et de l'alimentation sont pilotées par le circuit FPGA 19. Elles sont intégrées dans un même et unique composant.
Dans le mode de diagnostic, le système peut transmettre au circuit FPGA 19 l'ensemble des paramètres permettant le calcul des paramètres acoustiques. Un signal de réarmement est disponible pour ré-initialiser toutes les bascules et registres du circuit FPGA 19. Ce signal provient du processeur 20, figure 4.
Le module CPU regroupe le processeur 20 auquel s'interface une mémoire vive RAM, une mémoire de masse de type FLASH 23, un module de gestion des horloges, CLK Management 26, un module de réarmement, RESET Management 22, des périphériques RTC 27, un mémoire EEPROM 24, tous reliés via un bus série synchrone. Le processeur 20 effectue des opérations de chargement et de configuration des circuits FPGA 19 à partir de paramètres stockés en mémoire de masse de type FLASH 23 ou EEPROM 24, à partir de la relecture de la mémoire de masse pour un transfert vers l'émetteur/récepteur radio, à partir du contrôle cyclique d'intégrité de la chaîne d'acquisition, à partir du contrôle d'intégrité des mémoires, à partir de la surveillance des sources d'alimentation, et de la datation de l'événement par récupération de la valeur de l'horloge RTC 27. La mémoire DPRAM interne au circuit FPGA 19 est accessible par les ressources internes du circuit FPGA 19, pour écrire les 8 paramètres pour chaque voie, par le processeur 20. Le processeur 20 vient faire une lecture des 8 paramètres pour chaque voie, afin que ce dernier puisse ensuite écrire ces données en mémoire de masse de type Flash 23. La taille mémoire de la DPRAM est arbitraire. En effet, le débit du flux de données pendant l'écriture des données en Flash 23 (ordre de la milliseconde) est très supérieur à celui correspondant au temps minimum entre deux impacts consécutifs (ordre de la centaine de microsecondes). Arbitrairement, on prendra une profondeur de DPRAM supérieure à la taille des données de 10 impacts. Un système de contrôle entre écriture du circuit FPGA 19 et lecture du processeur 20 est en place (compteurs d'adresses). La DPRAM garde en mémoire les événements acoustiques et les types de défaillance passés ainsi qu'une information de contrôle d'intégrité des valeurs sauvegardées du type vérification d'addition, checksum. La DPRAM est testée par le processeur 20 en phase d'initialisation.
Le calcul des données acoustiques extraites des salves est exécuté à partir de registres. Un registre SEUIL contient la valeur d'une tension de référence arbitraire choisie par l'opérateur selon l'application. On peut notamment prévoir que la valeur SEUIL change selon que l'avion est en phase d'attente (voire d'entretien) ou en phase de vol. Le paramètre est de préférence défini lors de la conception et lors de la calibration. Ce paramètre est stocké dans une mémoire EEPROM 24. Ce paramètre est modifiable via la centrale de localisation. Un registre TDUREE contient une constante temporelle qui est la durée d'une fenêtre glissante. Cette fenêtre glissante (figure 1 ) permet au circuit FPGA 19 de déterminer en temps réel la fin d'une salve acoustique sur une voie et termine le processus d'extraction des paramètres. La valeur du registre de cette fenêtre TDUREE est un paramètre défini lors de la phase de conception et lors de la phase de calibration. Il est modifiable via la centrale de localisation. La fenêtre TDUREE est activée dès qu'il y a dépassement de seuil. La fenêtre TDUREE reste active et est redéclenchable tant que survient un dépassement de seuil par le signal acoustique. La fenêtre TDUREE est désactivée quand aucun dépassement de seuil par le signal acoustique ne s'est produit pendant la durée TDUREE. Ce paramètre est stocké dans une mémoire EEPROM 24. Ce paramètre est modifiable via la centrale de localisation.
Un registre contient une valeur de fenêtre TOUT_MAX. La fenêtre TOUT_MAX est une constante de temps qui correspond à une plage d'inhibition de l'acquisition permettant d'inhiber les échos secondaires. Lorsqu'une salve acoustique est détectée sur une voie, les échantillons suivants correspondant à des rebonds du signal sont filtrés. Par conséquent, dès la fin du signal sur une voie donnée, c'est à dire lorsque le compteur TDUREE est arrivé en butée et qu'il n'y a pas eu de signal au dessus du seuil SEUIL, un compteur TOUT_MAX est déclenché. Tant que ce compteur TOUT_MAX n'a pas atteint la valeur de fenêtre TOUT_MAX, le circuit FPGA 19 ne prend pas en compte les échantillons sur cette voie. Ce paramètre est stocké dans une mémoire EEPROM 24. Ce paramètre est modifiable via la centrale de localisation.
Les paramètres d'événements acoustiques doivent être immédiatement enregistrés si tous les capteurs en état de marche ont signalé une salve acoustique après franchissement du seuil SEUIL. Cependant, il est possible que certains capteurs ne signalent pas d'événement (défaut capteur ou tension de seuil trop haute...). Il est nécessaire de prévoir une durée butée TVOL_MAX afin que le système n'attende pas un événement indéfiniment. Ce paramètre est calculé par le processeur 20 à partir des valeurs des registres TDUREE et TOUT_MAX stockées en EEPROM 24 et chargées dans un registre du circuit FPGA 19. Le temps de vol correspond à (n-1 ) x (TDUREE + TOUT_MAX) (n est le nombre de voies).
La condition permettant de caractériser la fin d'un impact et l'autorisation des calculs des paramètres acoustiques sur chaque voie est définie par une condition COND1 ou une condition COND2. Sur une voie donnée, lorsque le signal a été détecté, si le compteur a atteint sa butée TDUREE et qu'il n'y a pas eu de détection d'événements sur les voies restantes autres que celles dont le signal a déjà été caractérisé, et que le compteur a atteint sa butée TOUT_MAX, alors la condition COND1 est remplie. S'il existe des voies sur lesquelles il n'y a pas encore eu d'échantillon au dessus du seuil, et que le signal a été caractérisé au moins sur une voie et que le compteur a atteint sa butée TVOL_MAX, alors la condition COND2 est remplie. Une fonction chien de garde Watchdog 21 permet une surveillance temporelle et logique de la séquence du logiciel. Le Watchdog 21 est un circuit permettant de détecter une séquence de programme défectueuse du processeur 20, typiquement lorsque le processeur tourne en rond. Le processeur 20 doit émettre une impulsion à une fréquence déterminée vers le Watchdog 21. En cas de défaillance, les éléments individuels d'un programme sont traités dans une période de temps où l'horloge du processeur 20 présente une anomalie, l'impulsion n'est plus émise, ce qui déclenche une interruption du Watchdog 21 vers le RESET Management 22 qui traite la nature du réarmement et ré-initialise vers le processeur 20.
L'identification du type de réarmement est gérée par le module RESET Management 22 afin de déterminer ce qui a été la cause d'un redémarrage de l'équipement.
Les cas suivants sont vérifiés :
- Rétablissement de l'alimentation externe après que l'équipement ait été complètement éteint (déconnexion de l'alimentation, réarmement à froid) ;
- Rétablissement de l'alimentation externe avant que l'équipement ne soit complètement éteint (déconnexion de l'alimentation réarmement à chaud) ;
- Réarmement, RESET, causé par une erreur de rafraîchissement du Watchdog 21 externe ou interne ;
- Réarmement causé par un réarmement du Watchdog 21 externe ou interne commandé par protocole.
Les conséquences sont les suivantes en termes de fonctions :
Figure imgf000018_0001
La mémoire de masse est une FLASH 23 de taille suffisante pour contenir la configuration matérielle du processeur 20, le programme de démarrage, le logiciel d'application, l'ensemble des enregistrements des mesures acoustiques, et les enregistrement des défaillances autres que celle de la mémoire de masse. Des tests cycliques sont exécutés par le processeur 20 pour valider l'intégrité des données.
La mémoire EEPROM 24 stocke les paramètres de configuration des mesures acoustiques et les paramètres utilisés pour les auto-tests (seuil, filtres,...), et stocke les défauts de la mémoire de masse : secteur défectueux.
Des tests d'intégrité comportent des tests de contrôle d'accès, d'adressage, d'écriture, de lecture, de stockage (information de contrôle d'intégrité des valeurs sauvegardées du type vérificateur d'addition, checksum). Selon la nature des tests, ils sont cycliques ou asynchrones. La mémoire à accès aléatoire, RAM, 25 est une mémoire vive de taille suffisante utilisée pour la sauvegarde temporaire des variables du logiciel et le logiciel en cours d'exécution. Des tests sont exécutés par le processeur 20 pour valider l'intégrité de la RAM 25 Des tests cycliques consistent en une lecture périodique de valeurs attendues dans des zones mémoires réservées et des valeurs stockées (information de contrôle d'intégrité des valeurs sauvegardées du type checksum). Ces tests sont complétés par des tests asynchrones qui consistent à détecter les défaillances lors de l'adressage, de récriture, du stockage (information de contrôle d'intégrité des valeurs sauvegardées du type checksum) et de la lecture. Le module CLK Management 26 distribue les horloges aux convertisseurs 1 1 , au circuit FPGA 19, au processeur 20. Il comprend également des pilotes d'horloge afin de garantir les dérives faibles, d'éliminer les dépassements en adaptant les impédances du circuit pilote à l'impédance des lignes par des résistances en série. Le circuit d'horloge est associé à une boucle de régulation de phase.
Le circuit RTC 27 est un boîtier associé à un quartz donnant une date au format : année - mois - jour - heure - minute - seconde. La précision est de l'ordre de la seconde. Son interface peut être, suivant le type de composant retenu, au format SPI ou I2C. Ce composant est programmé au moins une fois dans la durée de vie de la carte (initialisation de l'heure). Il n'est pas prévu de dispositif de correction de la dérive de cette horloge.
Le pilote RS232 28 est un circuit spécifique du type MAX232 afin d'effectuer la liaison vers un micro-ordinateur de vérification par une liaison RS232. Ce circuit permet une transformation des signaux TTL en signaux de type RS232 et vice versa. Des diodes bidirectionnelles sont câblées sur les signaux d'entrées/sorties afin de protéger le circuit en cas de surtensions. Les circuits dédiés sont protégés contre le court-circuit des voies.
Le protocole de communication sur le bus est un protocole standard série synchrone SPI ou I2C. Un bus série bien adapté à ce type d'application est celui utilisant le protocole I2C. Il est possible d'ajouter sur ce bus des périphériques ou pilotes : mémoires EEPROM 24, RTC 27, pilote de communication de bus afin d'accroître les fonctionnalités du dispositif de l'invention. Notamment on teste l'état du bus entre les capteurs et l'unité centrale pour pouvoir relever en permanence les signaux des capteurs. La communication peut s'effectuer au moyen de moyens de communications sans fil 29. La collecte des données enregistrées par l'équipement est dans tous les cas possible en local au moyen d'une liaison série filaire. La liaison de communication sans fil permet la collecte des données sur une distance d'environ 10 mètres. Pour ce faire, un module de type 802.1 1 b sur une porteuse à 2,4GHz est utilisé. La communication se fait en point à point.
Le module de surveillance, illustré figure 4, détecte les niveaux ainsi que les appels de courant trop importants (courts-circuits). Le module MONITORING détecte les défaillances dues à un défaut de l'alimentation, et protège le système contre les surtensions. Une surtension ou une sous- tension est détectée assez tôt pour que toutes les sorties puissent être mises en position de sécurité par le logiciel de mise hors tension ou qu'il y ait un basculement sur une deuxième unité d'alimentation batterie. Le module MONITORING de tension surveille les tensions secondaires et met sur la position de sécurité si la tension ne se situe pas dans la plage spécifiée (seuil haut et bas). Le module MONITORING met hors tension le système avec arrêt de sécurité en coupant l'alimentation tout en enregistrant toutes les informations critiques relatives à la sécurité.
Le Module POWER SUPPLY illustré figure 4, est un bloc d'alimentation constitué d'un convertisseur continu continu qui est conforme aux normes CEM avioniques DO-160 catégorie B.
En plus de la génération des tensions nécessaires au fonctionnement du module CPU, le bloc d'alimentation permet la commutation sur une réserve d'énergie de type batterie en cas de défaillance de la source d'alimentation externe.
Le diagramme d'état du système comporte les états suivants :
Etape de MISE EN MARCHE
L'équipement entre dans la phase MISE EN MARCHE après que le signal réarmement, RESET, contrôlé par le sous-système RESET Management 22 ait été déclenché.
Si une chute ou perte de tension d'alimentation du système dure plus que TBAT1 (paramètre en EEPROM 24) et si aucun signal RESET n'est déclenché à partir de Watchdog 21 , alors, dans le cas d'un retour à un niveau de tension correcte pendant une durée Tpower_recovering (paramètre stocké en EEPROM 24), le système devra effectuer un réarmement testant les fonctionnalités de l'alimentation.
Comportement de l'étape de mise en marche
A la mise en marche, l'équipement teste toutes les fonctions vitales du système : l'intégrité de la ROM, de la RAM, des mémoires de masse, de l'EEPROM 24, l'information issue du RESET Management 22, la déconnexion de l'alimentation, le niveau de tension de l'alimentation externe, la capacitance de la réserve d'énergie, l'intégrité des capteurs, les fuites au plus et à la masse, la configuration (nombre capteur présents).
Le relais 16 (RESET) monté sur le circuit de contre-réaction est mis en position fermée pour décharger le condensateur 14 Cn sélectionné et pour permettre de la préparation de l'équipement.
Les tests sont logiciels. Dans aucun cas le système ne rentre dans un processus de mesure acoustique.
Le système quitte l'étape de mise en marche pour le fonctionnement nominal lorsque la configuration de lignes a été vérifiée et si le niveau de tension d'alimentation est acceptable et / ou si la réserve d'énergie de type capacitive est chargée à un niveau acceptable.
L'équipement reste dans l'étape de mise en marche si la tension d'alimentation est hors plage. L'étape de mise en marche redémarre tant que les tests de la ROM et Ia RAM 25 sont faux.
L'équipement quitte l'étape de mise en marche pour l'étape coupure, shutdown, si au moins un défaut pour lequel la stratégie des erreurs est de mettre l'équipement en coupure. Le commutateur entre le capteur piézo-électrique 1 et la chaîne analogique est positionnée sur le préamplificateur de charge 6. Le contact du relais 16 (RESET) monté sur le circuit de contre-réaction du préamplificateur est mis en position ouverte.
L'équipement rentre dans l'étape dans la phase de fonctionnement nominal à la fin de l'étape de mise en marche.
Diagnostics périodiques
Durant la phase de fonctionnement nominal, l'équipement exécute des auto-tests périodiques. L'équipement doit valider les conditions dans lesquelles la mesure acoustique s'effectue (vérification du bon déroulement de l'algorithme, débordement de pile, contrôle de stockage des données dans les mémoires ...).
Durant la phase de fonctionnement nominal, l'équipement exécute des diagnostics sur des actions asynchrones (protocole de communication, contrôle d'accès, lecture / écriture des mémoires, les dépassements de seuil pour les fuites).
Si un défaut est lié à une stratégie shutdown, ou bien si une chute ou perte de tension d'alimentation du dispositif ou de l'équipement dure plus de TBAT1 (paramètre en mémoire EEPROM 24), alors l'équipement rentre en mode coupure. Lorsqu'une erreur critique a été détectée, l'équipement rentre en mode coupure. Seules la tension d'alimentation et, les micro-coupures sont encore diagnostiquées. La communication sans fil est encore contrôlée par le contrôleur sans fil et est encore diagnostiquée.
Les communications sans fil sont autorisées. Une déconnexion de l'alimentation entraîne une mise à l'arrêt du dispositif ou de l'équipement.
L'équipement redémarre en allant dans l'étape de mise en marche si le secteur alimente l'unité de nouveau, et si aucun signal RESET ne s'est déjà déclenché.
L'équipement définit une coupure partielle pour des défauts sur les lignes de mesures : fuites sur les lignes. Le diagnostic de ligne défectueuse est interdit et les autres lignes restent fonctionnelles. Le défaut est signalé, mais le système reste dans son état.

Claims

REVENDICATIONS
1 - Procédé de surveillance d'une structure d'un avion dans lequel
- on mesure des effets d'impacts, de contrainte ou de vieillissement sur cette structure, caractérisé en ce que pour effectuer ces mesures,
- on place des capteurs piézo-électriques sur des parties à surveiller de cette structure,
- on relève en permanence et on traite des signaux délivrés par ces capteurs dans une unité centrale de traitement pendant une durée de vie utile de l'avion, au sol et en vol,
- ces signaux résultant de la présence d'une onde acoustique dans la structure à l'endroit des capteurs.
2 - Procédé selon la revendication 1 , caractérisé en ce que - pour relever en permanence, on valide un fonctionnement d'un ensemble formé par les capteurs reliés l'unité centrale de traitement.
3 - Procédé selon l'une des revendications 1 à 2, caractérisé en ce que
- pour alimenter en permanence l'équipement, on surveille l'alimentation en énergie électrique et on l'assiste au besoin par une batterie.
4 - Procédé selon l'une des revendications 1 à 3, caractérisé en ce que, pour relever en permanence, on teste un état d'un bus de communication entre des capteurs et l'unité centrale de traitement.
5 - Procédé selon l'une des revendications 1 à 4, caractérisé en ce que, pour le relevé des signaux mesurés, on mesure une ou plusieurs des caractéristiques suivantes de ce signal :
- des références de capteur concerné,
- une date d'un événement acoustique mesuré,
- une fréquence d'une onde acoustique mesurée, - un nombre d'alternances du signal dont la valeur est au dessus d'un seuil,
- une durée d'une salve d'alternances du signal dont la valeur est au dessus d'un seuil,
- une valeur maximum du signal mesuré, - une valeur minimum du signal mesuré, - un temps de montée du signal mesuré,
- un spectre fréquentiel du signal mesuré,
- un retard du signal mesuré.
6 - Procédé selon l'une des revendications 1 à 5, caractérisé en ce qu'il comporte une ou plusieurs des opérations suivantes :
- on vérifie la présence des détecteurs,
- on surveille avec une fonction chien de garde que l'unité centrale de traitement ne tourne pas en boucle,
- on surveille quatre zones de l'avion avec 24 capteurs par zone, ces zones étant un radôme de l'avion, des bords d'attaque d'ailes de cet avion, et un empennage de cet avion,
- on effectue la mesure du signal pendant 100 microsecondes environ à chaque événement acoustique,
- on filtre le signal situé dans une bande de fréquence comprise entre 2OkHz et 2MHz,
- on définit un seuil au delà duquel on décide de mesurer un signal, ce seuil étant différent selon que l'avion est en vol ou arrêté au sol,
- on mémorise le signal dans une mémoire tampon rapide pour enregistrer les événements dont la durée est plus courte qu'un temps de mémorisation dans une mémoire de type EEPROM
- on détermine un seuil supérieur de signal, et pour des signaux supérieurs à ce seuil on produit un signal d'alarme.
7 - Dispositif de surveillance d'une structure d'un avion comportant un dispositif embarqué dans l'avion de détection par mesure acoustique des effets d'impacts, de contrainte, ou de vieillissement sur cette structure, et un dispositif embarqué de sûreté de fonctionnement de ce dispositif embarqué.
8 - Dispositif selon la revendication 7, caractérisé en ce qu'il comporte des moyens de surveillance d'un signal analogique produit par le dispositif de détection.
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