FR3066755B1

FR3066755B1 - Procede et dispositif de surveillance et d'estimation de parametres relatifs au vol d'un aeronef.

Info

Publication number: FR3066755B1
Application number: FR1754549A
Authority: FR
Inventors: Guillaume Alcalay; Martin Delporte; Philippe Goupil; Cedric Seren; Georges HARDIER
Original assignee: Office National dEtudes et de Recherches Aerospatiales ONERA; Airbus Operations SAS
Current assignee: Office National dEtudes et de Recherches Aerospatiales ONERA; Airbus Operations SAS
Priority date: 2017-05-23
Filing date: 2017-05-23
Publication date: 2019-06-07
Anticipated expiration: 2037-05-23
Also published as: CN108931258A; CN108931258B; FR3066755A1; US11287283B2; US20180340795A1

Abstract

- Procédé et dispositif de surveillance et d'estimation de paramètres relatifs au vol d'un aéronef. - Le dispositif de surveillance et d'estimation 1 de paramètres relatifs au vol d'un aéronef comprend un module d'estimation 4 pour déterminer une estimation des valeurs des paramètres relatifs au vol de l'aéronef et pour générer des résidus, un module de détection 5 pour déterminer les statuts associés à chacun desdits capteurs C1, C2, CN et à un paramètre P1 correspondant à la masse de l'aéronef, un module de transmission 5 pour transmettre les statuts associés à chacun desdits capteurs C1, C2,..., CN à un dispositif utilisateur 6 et, à l'itération suivante, au module d'estimation 4.

Description

DOMAINE TECHNIQUE

La présente invention concerne une méthode et un dispositif associé de surveillance et d’estimation de paramètres relatifs au vol d’un aéronef en temps réel.

ÉTAT DE LA TECHNIQUE

Le bon fonctionnement d’un aéronef est en partie garanti par celui des capteurs. Ils fournissent des informations sur son attitude, sa trajectoire, sa vitesse, etc. et permettent d’assurer la navigation, le guidage et le contrôle de ce dernier via des lois de contrôle et des algorithmes d’asservissement. Les hauts niveaux d’automatisation aujourd’hui possibles sur certains aéronefs dépendent de la disponibilité de ces capteurs. Aujourd’hui, toute perte d’information suite à des pannes capteurs implique davantage les pilotes dans le contrôle de l’aéronef, ce qui alourdit leur charge de travail. Afin de faciliter la tâche de pilotage, il est donc nécessaire d’étendre la disponibilité des paramètres de vol et cela pour toute la durée du vol. Ceci implique d’utiliser une étape de validation de la qualité des informations fournies par les capteurs, appelée « surveillance ».

Afin d’assurer une meilleure surveillance des capteurs et d’augmenter la disponibilité des paramètres de vol en cas de panne, deux types d’approches ont été abordées.

Un premier type d’approche correspond à l’utilisation de redondances matérielles, c’est-à-dire à l’utilisation de plusieurs capteurs du même type afin de permettre l’identification de panne via notamment un vote à base majoritaire (par exemple un calcul de moyenne ou le choix de la valeur médiane). Ce premier type d’approche implique de démultiplier le nombre de capteurs embarqués, ce qui dans le cas d’aéronefs faiblement instrumentés n’est pas réaliste. De plus, en cas de pannes cohérentes et parfaitement simultanées des différents capteurs, le vote à base majoritaire de permet pas d’identifier une faute. On parle alors de mode commun de panne.

Un deuxième type d’approche correspond à l’utilisation de la redondance analytique. Les mesures capteurs peuvent être mises en relation par le biais d’équations cinématiques et de la mécanique du vol. Ces relations d’interdépendance entre les mesures et les paramètres relatifs au vol ont pour avantage de pouvoir augmenter la dissimilarité des informations via l’utilisation de capteurs virtuels. Ces capteurs virtuels délivrent des estimations de paramètres et de mesures calculées à partir de combinaisons de capteurs mesurant des grandeurs de types différents. Cette approche a pour avantage de ne pas augmenter le nombre de capteurs nécessaires à la surveillance puisqu’elle utilise uniquement l’information déjà présente à bord de l’aéronef. Néanmoins, elle peut nécessiter la disponibilité de moyens de calcul embarqués suffisants. On utilise la redondance analytique lors du développement d’estimateurs. Ces estimateurs ont aussi l’avantage de pouvoir délivrer une estimation de la grandeur invalidée après panne afin de garantir une plus grande disponibilité des paramètres de vol.

Les problèmes qui se posent aujourd’hui concernent les deux types d’approches. Tout d’abord, l’utilisation du vote à base majoritaire ne permet pas la surveillance complète des modes communs de pannes. Ensuite la redondance analytique se base sur des hypothèses de validité de certaines grandeurs, ou d’autres capteurs. Il est nécessaire que ces hypothèses soient vérifiées et que l’algorithme développé soit validé.

Un des problèmes que l’on cherche aussi à résoudre est celui de la dissociation d’une panne sur l’incidence, d’une panne sur la vitesse et d’une erreur sur la masse en plus de la problématique d’estimation. De nombreux estimateurs ont été développés jusqu’à ce jour, mais aucun ne permet d’aborder le problème avec des hypothèses permettant de faire cette distinction.

EXPOSÉ DE L’INVENTION

La présente invention a pour objet de pallier cet inconvénient en proposant un procédé et un dispositif de surveillance et d’estimation de paramètres relatifs à un vol d’un aéronef.

Les paramètres relatifs à un vol comprennent au moins l’un des éléments suivants : des paramètres de vol, des paramètres atmosphériques, des biais de capteur ou des biais de modélisation. À cet effet, l’invention concerne un procédé de surveillance et d’estimation : - de paramètres relatifs au vol d’un aéronef ; - de statuts de capteurs, ces statuts étant représentatifs d’un fonctionnement desdits capteurs ; et - d’un statut d’un paramètre correspondant à la masse courante de l’aéronef, ce statut étant représentatif de la validité dudit paramètre.

Selon l’invention, le procédé comprend les étapes suivantes : - une étape d’initialisation, mise en œuvre par un module d’initialisation, consistant à initialiser les statuts de capteurs configurés pour déterminer des paramètres de vol de l’aéronef ainsi que le statut du paramètre correspondant à la masse courante de l’aéronef et à initialiser des paramètres utilisés lors de la mise en œuvre du dispositif de surveillance et d’estimation ; le procédé comprenant en outre les étapes suivantes, mises en œuvre de façon itérative : - une étape d’estimation, mise en œuvre par un module d’estimation, consistant à déterminer une estimation des valeurs des paramètres relatifs au vol de l’aéronef ainsi qu’une estimation d’une erreur du paramètre de masse courante, à partir : o de mesures des paramètres relatifs au vol fournis par les capteurs, o de paramètres relatifs au vol initialisés dans l’étape d’initialisation ou estimés à l’itération précédente de l’étape d’estimation et o des statuts associés à chacun desdits capteurs, l’étape d’estimation consistant également à générer des résidus qui sont fonctions des valeurs des paramètres relatifs au vol mesurées et estimées et de termes d’innovation qui correspondent à la différence entre une valeur de paramètre de vol mesurée et ladite valeur estimée ; - une première étape de transmission, mise en œuvre par un premier module de transmission, consistant : o à transmettre à un dispositif utilisateur et à un module de détection un signal représentatif de l’estimation des valeurs des paramètres relatifs au vol de l’aéronef ainsi que de l’estimation de l’erreur du paramètre de masse courante, déterminées dans l’étape d’estimation, o à envoyer audit module de détection un signal représentatif des résidus générés dans l’étape d’estimation ; - une étape de détection, mise en œuvre par un module de détection, consistant à déterminer les différents statuts associés à chacun desdits capteurs et au paramètre correspondant à la masse courante de l’aéronef, à partir : o de l’estimation des valeurs des résidus déterminés dans l’étape d’estimation, o de l’estimation des valeurs des paramètres relatifs au vol de l’aéronef déterminés dans l’étape d’estimation, o des mesures des paramètres relatifs au vol fournies par les capteurs, o de l’estimation de l’erreur du paramètre de masse courante déterminée dans l’étape d’estimation, et o des statuts déterminés à l’itération précédente de l’étape de détection ou initialisés à l’étape d’initialisation, - une deuxième étape de transmission, mise en œuvre par un deuxième module de transmission, consistant à transmettre au dispositif utilisateur et, à l’itération suivante, au module d’estimation les différents statuts associés à chacun desdits capteurs et le statut associé audit paramètre correspondant à la masse courante.

Grâce à l’invention, il est possible d’identifier les pannes de capteurs et une erreur de masse dans un système embarqué d’un aéronef. Elle permet également de fournir en continu une estimation des paramètres relatifs au vol de l’aéronef en temps réel ainsi qu’un statut des différents capteurs et du paramètre correspondant à la masse.

En outre, l’étape d’estimation comprend les sous-étapes suivantes : - une sous-étape d’adaptation, mise en œuvre par un sous-module d’adaptation, consistant à déterminer une variance et/ou un booléen de validité associés à chacune des mesures des paramètres relatifs au vol fournies par les capteurs ainsi que des paramètres de réglage associés à l’algorithme d’estimation utilisé dans une sous-étape d’estimation, à partir : o desdites mesures des paramètres relatifs au vol, et o des statuts associés à chacun desdits capteurs ; la sous étape d’adaptation consistant également à corriger la masse courante à partir d’une erreur de masse estimée à l’itération précédente ou initialisée à l’étape d’initialisation, et d’un statut associé au paramètre correspondant à la masse, - la sous-étape d’estimation, mise en œuvre par un sous-module d’estimation, consistant à déterminer l’estimation des valeurs des paramètres relatifs au vol ainsi qu’une estimation de l’erreur de ladite masse à partir : o des mesures des paramètres relatifs au vol fournis par lesdits capteurs, o des paramètres relatifs au vol estimés à l’itération précédente ou initialisés à l’étape d’initialisation et o à partir de la variance et/ou du booléen de validité de chacune des mesures des paramètres relatifs au vol et des paramètres de réglage déterminés dans la sous-étape d’adaptation, la sous-étape d’estimation consistant également à générer les résidus à partir des paramètres relatifs au vol estimés et mesurés et des termes d’innovations.

De plus, l’étape de détection comprend les sous-étapes suivantes : - une sous-étape de détection de capteur défaillant et de paramètres relatifs au vol erronés, mise en œuvre par un sous-module de détection, consistant à déterminer : o le statut commun associé au capteur configuré pour mesurer l’angle d’incidence de l’aéronef et au paramètre correspondant à la masse courante et o le statut associé aux autres capteurs, à partir : o des mesures des paramètres relatifs au vol fournis par lesdits capteurs, o de l’estimation des valeurs des paramètres relatifs au vol ainsi que de l’erreur de masse, o des statuts associés à chacun desdits capteurs et au paramètre correspondant à une masse courante d’aéronef déterminés à l’itération précédente ou initialisés à l’étape d’initialisation et o des résidus ; - une sous-étape de validation de l’angle d’incidence et de la masse courante, mise en œuvre par un sous-module de validation, consistant à déterminer le statut associé au paramètre correspondant à la masse courante et le statut associé au capteur configuré pour mesurer l’angle d’incidence (a), à partir : o du statut commun associé au capteur configuré pour mesurer l’angle d’incidence de l’aéronef et au paramètre correspondant à la masse courante, o des statuts associés aux autres capteurs, o des paramètres relatifs au vol estimés, o de l’erreur de masse estimée, o des paramètres relatifs au vol mesurés, o des résidus générés dans la sous-étape d’estimation et o d’un coefficient de portance fourni à partir d’une modélisation embarquée alimentée par les paramètres relatifs au vol estimés et mesurés par les capteurs.

Ainsi, il est possible de distinguer une faute entre la mesure d’angle d’incidence et le paramètre correspondant à la masse, y compris dans le cas de modes communs de panne.

Selon un premier mode de réalisation, la sous-étape d’estimation correspond à un filtre de Kalman étendu associé à un vecteur d’état, un vecteur d’observation et un vecteur de mesures auxiliaires, le vecteur de mesures auxiliaires présentant comme expression : Z = 5qim’ 5spim' Ψπρ θπν ^Xlm> COnf, Vgyo Vg7o zgm)’ dans laquelle : - iHm correspond à une mesure de déflexion du plan horizontal, - ôqi^correspond à une mesure de déflexion de gouvernes de profondeur de l’aéronef, - ôspi^correspond à une mesure de déflexion de spoilers de l’aéronef, - ψ™ correspond à une mesure de cap, - <pm correspond à une mesure d’angle de gite, - 0m correspond à une mesure d’inclinaison, - nx correspond à une mesure de facteur de charge longitudinal dans le repère lié à l’aéronef, - m correspond au paramètre de masse courante de l’aéronef, - conf correspond à une mesure de configuration aérodynamique de l’aéronef, - Vgxo ,vgy0 ,vgz0 correspondent à des mesures des composantes de vitesse sol dans le repère terrestre, et - zg^ correspond à une mesure d’altitude géométrique ; le vecteur d’état présentant comme expression :

dans laquelle : - (WXo,Wyo,WZo) correspondent aux trois composantes de la vitesse du vent dans le repère terrestre, - AISA correspond à un écart de température entre une température statique courante et une température déterminée à partir d’un modèle d’atmosphère standard à une altitude géométrique courante, - bCt correspond à un biais de modélisation du coefficient de portance, et - Cbx correspond à un terme de correction barométrique ; la dérivée du vecteur d’état présentant comme expression :

dans laquelle, xb correspond à un temps caractéristique associé à une dynamique du biais de modélisation du coefficient de portance bCL, le vecteur d’observation présentant comme expression :

dans laquelle : - am correspond à une mesure d’incidence, - pm correspond à une mesure de dérapage, - PSm correspond à une mesure de pression statique, - nZm correspond à une mesure de facteur de charge vertical dans un repère lié à l’aéronef, - PTm correspond à une mesure de pression totale, - TTm correspond à une mesure de température totale, et - zp correspond à l’altitude pression et s’exprime selon l’équation zp = ÂïsÂ — Cb , avec T15 = 288,15 K, F i++— T15 - ζ correspond à une fonction reliant la mesure de l’altitude pression zp à la pression statique avec l’expression suivante :

dans laquelle : - zPii = 11 km correspond à l’altitude standard de la tropopause, - Pu = 226,321 mbar et TX1 = 216,65 K correspondent à la pression statique et la température statique standards à la tropopause, - GTzo = 0,0065 K/m le gradient de température standard pour zPm < zPii>

- g à l’accélération de la pesanteur, - R la constante spécifique de l’air, - Ts correspond au paramètre de température statistique et s’exprime selon l’équation Ts = To + GTzozg + AISA, avec To = 273,15 K et GT n = 0,0065 K/m, - V correspond au paramètre de vol de la vitesse air et s’exprime selon l’équation V = Vu2 + v2 + w2, avec chaque composante de la vitesse air définie dans le repère aéronef (u,v,w) exprimée selon l’expression suivante :

- M correspond au paramètre de vol du nombre de Mach calculé en fonction de la norme de la vitesse air V selon l’équation M = -^= avec r correspondant à la constante spécifique de l’air, la sous-étape d’estimation générant à une itération k les résidus suivants : - un premier résidu ayant pour expression à un temps tk rj/tjj =

dans laquelle : ° £«(tk) correspond au terme d’innovation associé à la mesure de l’angle d’incidence a au temps tk, o bCz correspond à une estimation du biais de modélisation du coefficient de portance Cz au temps tk, et o CZa(conf(tk) ) correspond à une valeur tabulée du coefficient de portance dépendant d’une valeur d’un paramètre de configuration de l’aéronef au temps tk,

- un deuxième résidu ayant pour expression au temps tk r2(tk) =

| dans laquelle : ο γ correspond au coefficient adiabatique de l’air, o TTm correspond à une température totale mesurée par un des capteurs utilisé en entrée du module d’estimation, o PTm correspond à une pression totale mesurée par un des capteurs utilisé en entrée du module d’estimation, o zPm correspond à une altitude pression mesurée par un des capteurs utilisé en entrée du module d’estimation, ο ζ correspond à la fonction reliant la mesure de l’altitude pression à la pression statique et o Ts(zpm,tk) correspond à une estimation de la température statique calculée à partir de paramètres relatifs au vol estimés au temps tk à l’itération courante et à un temps tk_! à une itération précédente en fonction du premier résidu selon la formule :

dans laquelle L est la fonction de transfert d’un filtre passe-bas et

où H est la fonction de

Heaviside, et ry correspond aux limites associées au résidu r4 définies dans la suite de la description ; - un troisième résidu ayant pour expression au temps tk r3(tk) =

dans laquelle : o m correspond à la masse de l’aéronef,

o S correspond à la surface de référence de l’aéronef, o g correspond à l’accélération de la pesanteur, o nZim correspond à un facteur de charge vertical, o nXim correspond à un facteur de charge longitudinal, o C, correspond au coefficient de portance estimé, obtenu à partir des paramètres relatifs au vol estimés et mesurés et de la configuration de l’aéronef.

Selon une première variante, le vecteur d’observation présente comme expression :

dans laquelle : - pT,.„a correspond à une valeur de pression totale issue d’une eng modélisation moteur-nacelle, - Ps„„„ correspond à une valeur de pression statique issue de la cng modélisation moteur-nacelle, et - TT une valeur mesurée de température totale issue d’un capteur de 1 engm r r température totale moteur-nacelle ;

la sous-étape d’estimation générant en outre les résidus suivants : - un quatrième résidu ayant pour expression r4(tk) = εΡτ (tk) dans laquelle spTeng(tk) correspond à la différence entre la valeur de pression totale mesurée et ladite valeur de pression totale issue de la modélisation à un temps (tk), - un cinquième résidu ayant pour expression r5(tk) = εΡδ (tk) dans laquelle £Pseng(tk) correspond à la différence entre la valeur mesurée de pression statique et ladite valeur de pression statique issue de la modélisation à un temps (tk), et - un sixième résidu ayant pour expression r6(tk) = εΤΑΤ (tk) dans laquelle ετΑτΡησ(ΐ0 correspond à la différence entre la valeur mesurée de température totale et ladite valeur de température totale issue de la mesure moteur-nacelle à un temps (tk).

La modélisation moteur-nacelle est décrite dans le brevet FR 2 977 942. Elle permet d’en déduire les deux mesures virtuelles PSeng et PT utiles au présent brevet. En résumé, la pression statique Ρς obtenue est constituée de données numériques correspondant aux mesures de pressions statiques de l’air ambiant dans la nacelle Pnac alors que la pression totale PT obtenue se déduit de l’entrée de données correspondant aux mesures de pressions statiques de l’air ambiant dans la nacelle Pnac, de pression statique « moteur » Pmot, de la vitesse de rotation de la soufflante du moteur et de la mesure de température totale de l’air.

Selon une deuxième variante, la sous-étape d’estimation correspond à un filtre de Kalman étendu associé à un vecteur d’état et un vecteur d’observation et un vecteur de mesures auxiliaires, le vecteur de mesures auxiliaires présentant comme expression : Z Ohto' 5qim' 5spim’ Ψπρ <Pm< θτη> nXlm< nYlm< m- conf' VgxOm' VgyOm’ VSzOm' Zgm' )’ dans lequel nYim correspond à une mesure de facteur de charge latéral dans le repère lié à l’aéronef, le vecteur d’état présentant comme expression :

dans laquelle : - vgxo’Vgyo’Vgzo correspondent aux trois composantes de la vitesse sol dans le repère terrestre, - bn ,bn ,bn correspondent aux trois composantes de biais d’accéléromètres dans le repère lié à l’aéronef, - zG correspond à une altitude géométrique ; la dérivée du vecteur d’état présentant comme expression :

dans lequel : - Mrot correspond à une matrice de rotation usuelle du repère terrestre vers le repère lié à l’aéronef et a pour expression M|'Ot — (cosθcosψ sin φ sin θ cos ψ — cos φ sin ψ cos φ sin θ εο5ψ + sin φ 5ίηψ\ cos θ sin ψ sin φ sin θ sin ψ + cos φ cos ψ cos φ sin θ sin ψ — sin φ cos ψ ), sin θ — sin φ cos0 — cos φ cos θ / le vecteur d’observation présentant comme expression :

dans laquelle :

correspond à des mesures de trois composantes de la vitesse sol, et - zGm correspond à une mesure de l’altitude géométrique.

Selon une troisième variante, la composante latérale v de la vitesse air V est supposée nulle.

Cela signifie que le dérapage β est supposé nul.

Par ailleurs, la détermination du statut commun et du statut associé aux autres capteurs de la sous-étape de détection de capteur défaillant comprend les sous-étapes suivantes : - une sous-étape d’attribution à chaque résidu d’une limite maximale et une limite minimale à partir des paramètres de vol estimés ; - la sous-étape étant également une sous-étape de construction d’un premier indicateur de validité associé au capteur de pression statique et d’un deuxième capteur de validité associé au capteur de pression

totale à partir des paramètres estimés et des mesures issues des capteurs de l’aéronef : o le premier indicateur de validité valant 1 si la relation |£h(s)(zPm - zGJ| < lPs est vérifiée, le premier indicateur de validité valant 0 si la relation |£h(s)(zPm - zGJ| < lPs n’est pas vérifiée, dans laquelle lPg correspond une limite déterminée expérimentalement en fonction de la dynamique de l’aéronef, £h correspondant à la fonction de transfert d’un filtre passe-haut, o le deuxième indicateur de validité valant 0 par défaut et 1 si le résidu r4 franchit ses limites respectives, à un instant tk, déterminée par la suite et que 3n e M tel que tn e [tk -xPT,tk] vérifiant |(1 - £x) (ΜΡτ(ΐη) - ΜΡτ(ΐη_{))| < 1Pt, avec τΡτ une constante de temps, £x une fonction de transfert d’un filtre passe-bas ayant pour constante de temps τ, j e M une constante, et 1Pt une limite déterminée expérimentalement en fonction de la dynamique de l’avion ; des indicateurs de résidu étant calculés et associés à chaque résidu et indicateurs de validité ; une sous-étape d’identification de l’apparition de pannes lorsque la somme des indicateurs de résidu est strictement supérieure à zéro et identification, en cas de panne, du capteur en faute en comparant les valeurs courantes des indicateurs de résidu à celles répertoriées dans un tableau, identifié hors-ligne ou en ligne, répertoriant les cas de panne en fonction des différentes combinaisons de valeur des indicateurs de résidu.

Selon un deuxième mode de réalisation, les statuts associés à chacun desdits capteurs sont également déterminés à partir de statuts auxiliaires associés à chacun desdits capteurs aptes à être envoyés au module de détection par un module de surveillance.

Selon un troisième mode de réalisation, pour un paramètre de vol consolidé mesuré à partir d’une pluralité de capteurs, le procédé comprend les sous-étapes suivantes mises en œuvre par un module de vérification unitaire, lorsqu’une panne est détectée pour un capteur mesurant ledit paramètre de vol dont ladite mesure est utilisée en entrée du module d’estimation : - une sous-étape de reconfiguration du sous-module d’estimation pour ne pas prendre en compte la mesure erronée du paramètre de vol utilisé jusqu’alors dans la sous-étape d’estimation, - une sous-étape de calcul de la différence entre l’estimation dudit paramètre de vol et de la mesure d’un desdits capteurs issue de la pluralité de capteurs, pour chacune des mesures issues de la pluralité de capteurs, si la valeur absolue de la différence est inférieure à une valeur prédéterminée, la mesure étant retenue dans la sous-étape d’estimation. L’invention concerne aussi un dispositif de surveillance et d’estimation : - de paramètres relatifs au vol d’un aéronef ; - de statuts de capteurs, ces statuts étant représentatifs d’un fonctionnement desdits capteurs ; et - d’un statut d’un paramètre correspondant à la masse courante de l’aéronef, ce statut étant représentatif de la validité dudit paramètre.

Selon l’invention, le dispositif de surveillance et d’estimation comprend : - un module d’initialisation, configuré pour initialiser les statuts de capteurs configurés pour déterminer des paramètres relatifs au vol de l’aéronef ainsi que le statut du paramètre correspondant à la masse courante de l’aéronef et à initialiser des paramètres utilisés lors de la mise en œuvre du dispositif de surveillance et d’estimation ; le dispositif de surveillance et d’estimation comprend en outre les modules suivants, mis en œuvre de façon itérative : - un module d’estimation, configuré pour déterminer une estimation des valeurs des paramètres relatifs au vol de l’aéronef ainsi qu’une estimation d’une erreur du paramètre de masse courante, à partir : o de mesures des paramètres relatifs au vol fournis par les capteurs, o de paramètres relatifs au vol initialisés dans l’étape d’initialisation ou estimés à l’itération précédente de l’étape d’estimation et o des statuts associés à chacun desdits capteurs, le module d’estimation étant également configuré pour générer des résidus qui sont fonctions des valeurs des paramètres relatifs au vol mesurées et estimées et de termes d’innovation qui correspondent à la différence entre une valeur de paramètre de vol mesurée et ladite valeur estimée ; - un premier module de transmission configuré pour : o transmettre à un dispositif utilisateur et à un module de détection un signal représentatif de l’estimation des valeurs des paramètres relatifs au vol de l’aéronef ainsi que de l’estimation de l’erreur du paramètre de masse courante, déterminées dans l’étape d’estimation, o envoyer audit module de détection un signal représentatif des résidus générés dans l’étape d’estimation audit module de détection ; - un module de détection configuré pour déterminer les différents statuts associés à chacun desdits capteurs et au paramètre correspondant à la masse courante d’aéronef, à partir : o de l’estimation des valeurs des résidus déterminés dans l’étape d’estimation, o de l’estimation des valeurs des paramètres relatifs au vol de l’aéronef déterminés dans l’étape d’estimation, o des mesures des paramètres relatifs au vol fournies par les capteurs, o de l’estimation de l’erreur du paramètre de masse courante déterminée par le module d’estimation, o desdits statuts déterminés à l’itération précédente ou initialisés à l’étape d’initialisation. - un deuxième module de transmission configuré pour transmettre au dispositif utilisateur et, à l’itération suivante, au module d’estimation les différents statuts associés à chacun desdits capteurs et le statut associé audit paramètre correspondant à la masse courante.

En outre, le module d’estimation comprend : - un sous-module d’adaptation configuré pour déterminer une variance et/ou un booléen de validité associés à chacune des mesures des paramètres relatifs au vol fournies par les capteurs ainsi que des paramètres de réglages associés à l’algorithme d’estimation utilisé dans un sous-module d’estimation, à partir : o desdites mesures des paramètres relatifs au vol et o à partir des statuts associés à chacun desdits capteurs ; le sous-module d’adaptation étant également configuré pour corriger la masse courante à partir d’une estimation d’une erreur de masse obtenue à l’itération précédente ou initialisée par le module d’initialisation, et d’un statut associé au paramètre correspondant à la masse, - le sous-module d’estimation configuré pour déterminer l’estimation des valeurs des paramètres relatifs au vol ainsi qu’une estimation de l’erreur de ladite masse, à partir : o des mesures des paramètres relatifs au vol fournis par lesdits capteurs, o des paramètres relatifs au vol estimés à l’itération précédente ou initialisés à l’étape d’initialisation et o à partir de la variance et/ou du booléen de validité de chacune des mesures des paramètres relatifs au vol et des paramètres de réglage déterminés dans la sous-étape d’adaptation, le sous-module d’estimation étant également configuré pour générer des résidus à partir des paramètres relatifs au vol estimés et mesurés et des innovations.

De plus, le module de détection comprend : - un sous-module de détection configuré pour déterminer : o le statut commun associé au capteur configuré pour mesurer l’angle d’incidence de l’aéronef et au paramètre correspondant à la masse courante et o le statut associé aux autres capteurs, à partir : o des mesures des paramètres relatifs au vol fournis par lesdits capteurs, o de l’estimation des valeurs des paramètres relatifs au vol ainsi que de l’erreur de masse, o des statuts associés à chacun desdits capteurs et à un paramètre correspondant à une masse courante d’aéronef déterminés à l’itération précédentes ou initialisés à l’étape d’initialisation, et o des résidus ; - un sous-module de validation configuré pour déterminer le statut associé au paramètre correspondant à la masse courante et le statut associé au capteur configuré pour mesurer l’angle, à partir : o du statut commun associé au capteur configuré pour mesurer l’angle d’incidence de l’aéronef et au paramètre correspondant à la masse courante, o des statuts associés aux autres capteurs, o des paramètres relatifs au vol estimés, o de l’erreur de masse estimée, o des paramètres relatifs au vol mesurés, o des résidus générés dans la sous-étape d’estimation et o d’un coefficient de portance fourni à partir d’une modélisation embarquée alimentée par les paramètres relatifs au vol estimés et mesurés par lesdits capteurs. L’invention concerne également un aéronef, en particulier un avion de transport, qui comporte un dispositif de de surveillance et d’estimation de paramètres de vol d’un aéronef tel que décrit ci-dessus.

BRÈVE DESCRIPTION DES FIGURES L'invention, avec ses caractéristiques et avantages, ressortira plus clairement à la lecture de la description faite en référence aux dessins annexés dans lesquels : - la figure 1 représente un schéma synoptique d’un mode de réalisation du dispositif de surveillance et d’estimation ; - la figure 2 représente des étapes du procédé de surveillance et d’estimation ; - la figure 3 représente des sous-étapes mise en œuvre dans un autre mode de réalisation dans lequel l’aéronef utilise la redondance matérielle ; - la figure 4 représente un schéma synoptique du mode de réalisation du dispositif de surveillance et d’estimation dans lequel l’aéronef utilise la redondance matérielle ; - la figure 5 représente un aéronef embarquant le dispositif de surveillance et d’estimation.

DESCRIPTION DÉTAILLÉE

La suite de la description fera référence aux figures citées ci-dessus.

La figure 1 illustre un mode de réalisation du dispositif de surveillance et d’estimation 1 de paramètres relatifs au vol d’un aéronef AC et de statuts associés au fonctionnement des capteurs C1, C2, ..., CN et à la validité d’un paramètre P1 correspondant à la masse dudit aéronef, pouvant être embarqué sur un aéronef AC (figure 5). Ledit dispositif est appelé « dispositif de surveillance et d’estimation » dans la suite de la description. Le procédé de surveillance et d’estimation est configuré pour mettre en œuvre un procédé de surveillance et d’estimation.

Les paramètres relatifs au vol correspondent à au moins l’un des paramètres suivants : des paramètres de vol, des paramètres atmosphériques, des paramètres de biais de capteur, des paramètres de biais de modélisations.

Les paramètres de vol correspondent aux paramètres de vol mesurés directement par des capteurs et/ou aux paramètres de vol recalculés à partir de paramètres de vol mesurés et/ou de paramètres relatifs au vol estimés.

Les paramètres de vol mesurés comprennent, par exemple, l’angle d’incidence a de l’aéronef AC, la pression statique Ps, la pression totale PT, le facteur de charge nZi, etc. Ils sont directement issus de mesures capteurs.

Les paramètres de vol recalculés comprennent, par exemple, la masse de l’aéronef AC, le nombre de Mach, la vitesse air, la vitesse calibrée, etc.

Les paramètres relatifs au vol estimés font référence à tout paramètre relatif au vol issu d’un résultat d’estimation.

Les paramètres atmosphériques correspondent aux paramètres associés à l'environnement atmosphérique. Les paramètres atmosphériques comprennent, par exemple, la vitesse du vent, des gradients locaux de pression ou de température, les écarts AISA de températures entre une température statique recalculée et une température modélisée par le modèle international d’atmosphère standard.

Les paramètres de biais capteur correspondent à des paramètres permettant de connaître le biais d’une mesure issue d’un capteur.

Les paramètres de biais de modélisation correspondent à des écarts dus à des modèles numériques pouvant comprendre des enchaînements d’équations plus ou moins approximées ou des tables d’interpolation.

Le dispositif de surveillance et d’estimation 1 comprend un module d’initialisation COMP1 3 configuré pour initialiser les statuts de capteurs C1, C2, ... CN, du paramètre P1 correspondant à la masse de l’aéronef AC et des paramètres utilisés lors de la mise en œuvre du dispositif de surveillance et d’estimation 1. Par exemple, l’initialisation peut correspondre au moins au fait que les statuts de tous les capteurs C1, C2, ... CN sont considérés comme étant des statuts représentatif du bon fonctionnement desdits capteurs C1, C2, ... CN. Les paramètres utilisés lors de la mise en œuvre du dispositif 1 peuvent comprendre les paramètres relatifs au vol ou des paramètres intermédiaires relatifs au fonctionnement des algorithmes embarqués pendant la mise en œuvre du dispositif 1.

Le dispositif de surveillance et d’estimation 1 comprend en outre au moins les modules suivants qui sont mis en œuvre de façon itérative : - un module d’estimation COMP2 4 (COMP pour « computational module » en anglais) ; et - un module de détection COMP3 5.

Le module d’estimation 4 est configuré pour déterminer une estimation des valeurs des paramètres relatifs au vol de l’aéronef AC à partir : - de mesures des paramètres relatifs au vol fournis par les capteurs C1, C2, ... CN, - de paramètres relatifs au vol estimés à l’itération précédente ou initialisés par le module d’initialisation 3 et - de statuts associés à chacun desdits capteurs C1, C2, ... CN.

Le module d’estimation 4 est également configuré pour générer des résidus qui sont fonctions des valeurs des paramètres relatifs au vol mesurées et estimées et de termes d’innovation qui correspondent à la différence entre une valeur de paramètre de vol mesurée et ladite valeur estimée.

La figure 1 représente un ensemble 2 de N capteurs C1, C2, ... CN. o Le module de détection 5 est configuré pour déterminer les différents statuts associés à chacun desdits capteurs C1, C2, ... CN, à un paramètre P1 correspondant à une masse courante d’aéronef AC, ainsi qu’une estimation d’une erreur de ladite masse courante. Les différents statuts, le paramètre P1 et l’estimation d’erreur sont déterminés à partir : desdits résidus déterminés par le module d’estimation 4, o de paramètres estimés et mesurés relatifs au vol de l’aéronef ainsi que de l’estimation de l’erreur de masse, déterminés par le module d’estimation 4, o desdits statuts déterminés à l’itération précédente ou initialisés par le module d’initialisation 3.

Le dispositif de surveillance et d’estimation 1 comprend également un premier module de transmission TRANSI 7 (TRANS pour « transmission module » en anglais) configuré pour : - transmettre à un dispositif utilisateur 6 et au module de détection 5 un signal représentatif de l’estimation des valeurs des paramètres relatifs vol de l’aéronef AC ainsi que de l’erreur de masse, déterminées par le module d’estimation 4, et - envoyer au module de détection 5 un signal représentatif des résidus générés par le module d’estimation 4.

Le dispositif de surveillance et d’estimation 1 comprend aussi un deuxième module de transmission TRANS2 8 configuré pour transmettre au dispositif utilisateur 6 et au module d’estimation 4 les différents statuts associés à chacun desdits capteurs C1, C2, ... CN, audit paramètre P1 correspondant à la masse. La transmission des statuts au module d’estimation 4 est réalisée à l’itération suivante.

Ce dispositif de surveillance et d’estimation 1 s’attaque à résoudre le problème d’être capable de distinguer une faute entre les différents capteurs C1, C2, ... CN et le paramètre P1 correspondant à la masse courante utilisés en entrée du dispositif de surveillance et d’estimation 1, et plus spécifiquement une faute entre l’incidence, la masse et la vitesse, y compris dans le cas de modes communs de pannes. Elle permet de délivrer en continu une estimation des paramètres relatifs au vol de l’aéronef AC en temps réel, y compris sa masse, ainsi qu’un statut des différents capteurs anémométriques et clinométriques.

Le module d’estimation 4 peut comprendre les sous-modules suivants : - un sous-module d’adaptation COMP21 41 ; et - un sous-module d’estimation COMP22 42.

Le sous-module d’adaptation 41 est configuré pour déterminer une variance et/ou un booléen de validité associés à chacune des mesures des paramètres relatifs au vol fournies par les capteurs C1, C2, ... CN ainsi que des paramètres de réglage associés à l’algorithme d’estimation utilisé dans le sous-module d’estimation 42. La détermination est réalisée à partir desdites mesures des paramètres relatifs au vol et à partir des statuts associés à chacun desdits capteurs C1, C2, ... CN. Le sous-module d’adaptation 41 est aussi configuré pour corriger la masse courante en fonction de l’erreur de masse estimé à l’itération précédente ou initialisé par le module d’initialisation 3, et du statut associé au paramètre P1 correspondant à la masse.

Les variances et/ou les booléens de validité sont déterminés pour des mesures de paramètres de vol fournies par des capteurs C1, C2, ... CN dont les statuts sont représentatifs d’un fonctionnement des capteurs C1, C2, ... CN.

Le sous-module d’adaptation 41 permet au dispositif de surveillance et d’estimation 1 de se configurer en fonction des cas de pannes détectés, assurant ainsi de ne jamais alimenter ledit dispositif de surveillance et d’estimation 1 avec une mesure d’un capteur C1, C2, ... CN présentant une panne.

La variance déterminée dépend du capteur C1, C2, ... CN et rend compte de sa précision. Dans un cas de panne de capteur C1, C2, ... CN, la variance de la mesure du capteur C1, C2, ... CN présentant une panne est significativement augmentée pour que celle-ci n’ait plus d’impact dans le module d’estimation. En ce qui concerne les booléens de validité, leur valeur est modifiée en cas de panne et en cas de revalidation. Seule l’utilisation de modules d’estimation basés sur des densités de probabilité nécessite l’association de variances à chacune des mesures. Dans les autres cas, on utilisera les booléens de validité afin de ne pas mettre à jour le procédé de surveillance et d’estimation avec des mesures erronées.

Le sous-module d’adaptation 41 s’assure aussi de l’observabilité du système. Par conséquent, en cas de panne d’un capteur C1, C2, ... CN, il agit sur le réglage du module d’estimation afin de geler certains états pour assurer la convergence du module d’estimation. Cette procédure peut être réglée hors-ligne par un utilisateur en fonction des cas de panne pouvant être rencontrés.

Enfin, le sous-module d’adaptation 41 permet aussi de corriger la masse courante en fonction d’une estimation d’une erreur de masse obtenue à l’itération précédente ou initialisé par le module d’initialisation 3 et d’un statut associé au paramètre correspondant à la masse.

Le sous-module d’estimation 42 est configuré pour déterminer l’estimation des valeurs des paramètres relatifs au vol ainsi qu’une estimation de l’erreur de ladite masse, à partir : - des mesures des paramètres relatifs au vol fournis par lesdits capteurs C1, C2, ... CN, - des paramètres relatifs au vol estimés à l’itération précédente ou initialisés par le module d’initialisation 3 et - de la variance et/ou du booléen de validité de chacune des mesures des paramètres relatifs au vol et des paramètres de réglage déterminés par le sous-module d’adaptation 41.

Le sous-module d’estimation 42 est également configuré pour déterminer les innovations associées à chacun des paramètres relatifs au vol. Une innovation est égale à la différence entre une mesure d’un paramètre relatif au vol et une valeur d’estimation dudit paramètre relatif au vol. Enfin, il est configuré pour générer les résidus à partir des termes d’innovation et des paramètres relatifs vol mesuré et estimés.

Le module de détection 5 peut comprendre les sous-modules suivants : - un sous-module de détection COMP31 51 ; et - un sous-module de validation COMP32 52.

Le sous-module de détection 51 est configuré pour déterminer : - le statut commun associé au capteur C1 configuré pour mesurer l’angle d’incidence a de l’aéronef AC et au paramètre P1 correspondant à la masse courante et - le statut associé aux autres capteurs C2, C3,..., CN.

Ces statuts sont déterminés à partir : o des mesures des paramètres relatifs au vol fournis par lesdits capteurs C1, C2,..., CN, o de l’estimation des valeurs des paramètres relatifs au vol ainsi que de l’erreur de masse, o des statuts associés à chacun desdits capteurs C1, C2,..., CN et à un paramètre P1 correspondant à la masse courante de l’aéronef AC déterminés à l’itération précédente ou initialisés par le module d’initialisation 3, o des résidus.

Le sous-module de validation de l’angle d’incidence et de la masse courante 52 est configuré pour déterminer le statut associé au paramètre P1 correspondant à la masse courante et le statut associé au capteur C1 configuré pour mesurer l’angle d’incidence a.

La détermination est réalisée à partir : - du statut commun associé aux capteurs C1 configuré pour mesurer l’angle d’incidence de l’aéronef AC et au paramètre P1 correspondant à la masse courante, - des statuts associés aux autres capteurs (C2, C3, ..., CN), - des paramètres relatifs au vol estimés, - de l’erreur de masse estimée, - des paramètres relatifs au vol mesurés, - des résidus générés par le sous-module d’estimation 42, et - d’un coefficient de portance CL fourni par une modélisation embarquée et alimentée par les paramètres relatifs au vol mesurés par les capteurs C1, C2,..., CN et par les paramètres relatifs au vol estimés.

Dans la suite de la description, l’indice m fait référence aux mesures issues des capteurs de l’aéronef utilisés en entrée du sous-module d’estimation 42.

Selon un premier mode de réalisation, le sous-module d’estimation 42 correspond à un module d’estimation bayésienne de type filtre de Kalman étendu associé au système suivant :

dans lequel X est le vecteur d’état, Y est le vecteur d’observation, Z est un vecteur de mesures auxiliaires, T est la fonction associée à l’équation d’état et ç est la fonction associée à l’équation d’observation.

Le vecteur de mesures auxiliaires Z présente comme expression : ζ = (ίΗ™'δαί Api ,ψ,φ,θ,ηχ ,,m,conf,Vg ,V„ ,V„ ,zg ), V 4im A1m Kx°m Ky°m Kz°m dans laquelle : - iHm correspond à une mesure de déflexion du plan horizontal, - ôqi^correspond à une mesure de déflexion de gouvernes de profondeur de l’aéronef (AC), - ôspi^correspond à une mesure de déflexion de spoilers de l’aéronef (AC), - ψ correspond à une mesure de cap, - φ correspond à une mesure d’angle de gite, - θ correspond à une mesure d’inclinaison, - nx correspond à une mesure du facteur de charge longitudinal dans le repère lié à l’aéronef (AC), - m correspond au paramètre de masse courante de l’aéronef (AC), - conf correspond à une mesure de configuration de l’aéronef (AC), - V„ ,Ve ,Ve correspondent aux mesures des composantes de

gx°m gy°m gz°m K K vitesse sol dans le repère terrestre, et - zg^ correspond à une mesure d’altitude géométrique.

La mesure de configuration correspond, par exemple, à la position du bec et des volets de l’aéronef AC.

Le filtre de Kalman est associé au vecteur d’état X et au vecteur d’observation Y.

Le filtre de Kalman ne considère pas les états classiques d’aéronef AC mais considère les états atmosphériques ainsi que des biais.

Le vecteur d’état X présente comme expression :

dans laquelle : - (wx0'Wy0'Wz0) correspondent aux trois composantes de la vitesse du vent dans le repère terrestre, - AISA correspond à un écart de température entre une température statique courante et une température déterminée à partir d’un modèle d’atmosphère standard à une altitude géométrique courante, - bCt correspond à un biais de modélisation du coefficient de portance, et - Cbx correspond à un terme de correction barométrique.

La dérivée du vecteur d’état X présente comme expression :

dans laquelle, xb correspond à un temps caractéristique associé au processus de Markov utilisé pour caractériser l’évolution du biais de modélisation. De façon non limitative, ce temps caractéristique est fixé à quelques secondes, par exemple 30 secondes. Une modélisation similaire peut être utilisée pour décrire l’évolution des composantes du vent.

Le vecteur d’observation Y présentant comme expression :

dans laquelle : - am correspond à une mesure d’angle d’incidence, - pm correspond à une mesure de dérapage, - PSm correspond à une mesure de pression statique, - nz correspond à une mesure de facteur de charge vertical dans un repère lié à l’aéronef, - PTm correspond à une mesure de pression totale, et - TTm correspond à une mesure de température totale. L’incidence a pour expression :

dans laquelle u et w sont, respectivement, les composantes longitudinale et verticale d’une vitesse air ayant pour norme

où v est la composante latérale.

Les composantes de la vitesse air V ont pour expression :

dans laquelle : - Vgxo, Vgyo, Vgzo sont les composantes de la vitesse sol dans le repère terrestre, - Ψ correspond à une mesure de cap, - φ correspond à une mesure d’angle de gite, et - θ correspond à une mesure d’inclinaison.

Le dérapage a pour expression :

La pression statique a pour expression : PSm = ζ(ΖΡπι)’ dans laquelle ζ est une fonction reliant la mesure de l’altitude pression zPm à la pression statique PSm selon la formule :

dans laquelle zPii = 11 km correspond à l’altitude standard de la tropopause, Pu = 226,321 mbar et Tu = 216,65 k correspondent à la pression statique et la température statique standards à la tropopause, GTzo = 0,0065 k/m le gradient de température standard pour zPm < zPii, g à l’accélération de la pesanteur et r la constante spécifique de l’air. L’altitude pression a pour expression :

dans laquelle T15 = 288,15 K.

Le facteur de charge vertical nZi^ a pour expression :

tan α, m dans laquelle γ est l’indice adiabatique de l’air (égal à 1,4), S est la surface de référence de l’aéronef, M est le nombre de Mach, CL est le coefficient de portance, nXim est le facteur de charge horizontal, m est la masse de l’aéronef, g est l’accélération de la pesanteur. Le nombre de Mach M a pour expression M = j=, dans laquelle dans laquelle Ts est la température statique et r est la constante spécifique de l’air.

La température statique Ts a pour expression Ts = To + GTzozg + AISA, dans laquelle To = 273,15 K, GTzo = 0,0065 K/m et zG est l’altitude géographique.

La pression totale a pour expression :

La température totale a pour expression :

Les capteurs considérés sont donc trois capteurs anémométriques (des capteurs de pression statique, de pression totale et de température totale), des sondes d’angle d’incidence C1, des capteurs de positionnement tel que des systèmes de géolocalisation par satellite (GPS pour « Global Positioning System » en anglais) et des centrales inertielles tel que des systèmes 1RS (1RS pour « Inertial Reference System » en anglais). Un premier capteur anémométrique mesure la pression totale. Un deuxième capteur anémométrique mesure la pression statique. Un troisième capteur anémométrique mesure la température totale.

Parmi les paramètres pouvant être erronés, il y a le paramètre P1 correspondant à la masse de l’aéronef AC. Le paramètre P1 est égal à la somme de la masse de l’aéronef AC sans carburant et de la masse du

carburant. Ce paramètre P1 peut être erroné au décollage de l’aéronef AC et ce, jusqu’à la fin du vol.

Le réglage du filtre de Kalman étendu est effectué par l’intermédiaire de matrices de covariance des bruits d’état et de mesure et à l’initialisation mise en œuvre par le module d’initialisation 3 sur un vecteur d’état Xo et une matrice de covariance de l’erreur Po. D’un point de vue algorithmique, on utilise de préférence une formulation analytique pour le calcul des matrices Jacobiennes associées au filtre de Kalman.

De préférence, lors d’une étape de correction du filtre de Kalman, un algorithme de traitement séquentiel des mesures est utilisé afin de pouvoir sélectionner au cas par cas les mesures valides, sans modifier les réglages de la matrice de covariance des bruits de mesures R. Ceci permet notamment d’éviter une opération d’inversion matricielle plus gourmande en temps de calcul. Pour la détermination des mesures valides, on utilisera le vecteur de validité f = [FIsensors] obtenu à partir des combinaisons des différents indicateurs de fautes définis dans le sous-module de détection 51 dont la valeur renvoie à la validité des capteurs C1, C2, ..., CN utilisés en entrée et du paramètre P1 correspondant à la masse. Cedit vecteur renvoie à la valeur des variances et booléens de validité. Le passage de la valeur d’un booléen de validité de 1 à 0 ou une augmentation drastique de la variance associée permet de ne plus prendre en compte le capteur invalidé lors de la mise à jour des états tandis que le passage d’un booléen de validité de 0 à 1 ou la resélection d’une variance standard permet de nouveau de sélectionner le paramètre et/ou capteur valide. On parle alors de filtre de Kalman étendu adaptatif pour l’ensemble du module d’estimation. Le vecteur de validité f est tenu à jour grâce au module de détection 5. L’ensemble des valeurs des paramètres du vecteur d’observations Y(t) et du vecteur de mesures auxiliaire Z(t) définissent les entrées du sous-module d’estimation mettant en œuvre le filtre de Kalman étendu. Le filtre de Kalman étendu est formé pour délivrer en temps réel, lors d’un vol de l’aéronef AC, des estimations des paramètres de vol sélectionnés et des paramètres atmosphériques et biais et permet notamment de recalculer une vitesse calibrée estimée CAS suivant la formule :

Avec Po = 101325 Pa, To = 273,15 K ety = 1.4, l’incidence adiabatique de l’air et r = 287,058J.kg_1.K_1, la constante spécifique de l’air.

Le sous-module d’estimation 42 génère à une itération k les résidus suivants.

Un premier résidu γχ a pour expression ^(tjj = £a(tk) + bc (tk) —, dans laquelle £„(tk) correspond au terme d’innovation associée

CLa(conf(tk)) M H à l’angle d’incidence a à un temps tk, bCt correspond au biais de modélisation estimé du coefficient de portance, et CLa(conf(tk) ) correspond à une valeur tabulée du coefficient de portance CLa dépendant seulement de la valeur du paramètre correspondant à la configuration de l’aéronef AC (position du bec et des volets de l’aéronef AC) à un temps tk,

Un deuxième résidu r2 a pour expression au temps tk r2(tk) =

dans laquelle : - γ correspond au coefficient adiabatique de l’air, - TTm correspond au paramètre de vol mesuré de température totale, - PTm correspond à la pression totale mesurée, - zPm correspond à l’altitude pression mesurée,

- ζ correspond à la fonction reliant la mesure de l’altitude pression à la pression statique, et - Ts(zPm,tk) correspond à une estimation de la température statique. L’estimation de la température statique Ts(zPm,tk) est recalculée à partir des paramètres estimés à l’instant temps courant tk et précédent tk_! en fonction de la valeur du résidu r1; selon la formule :

dans laquelle L est la fonction de transfert d’un filtre passe-bas et n+(r) =

où H est la fonction de Heaviside, et ry correspond aux limites associées au résidu r4 définies dans la suite de la description.

Un troisième résidu r3 a pour expression à l’instant tk, r3(tk) =

dans laquelle : - m correspond à la masse courante de l’aéronef AC, - S correspond à la surface de référence de l’aéronef AC, - g correspond à l’accélération de pesanteur, - γ correspond au coefficient adiabatique de l’air, - nz correspond au facteur de charge vertical mesuré, - nx correspond au facteur de charge longitudinal mesuré, - am correspond à l’angle d’incidence mesuré, - zPm correspond à l’altitude pression mesurée, - TTm correspond à la température totale mesurée, - ζ correspond à la fonction reliant la mesure de l’altitude pression à la pression statique, - Ts(zPm,tk) correspond à l’estimation de la température statique définie dans le résidu r2, et

- Cz correspond au coefficient de portance calculé à partir des paramètres relatifs au vol estimés.

De façon non-limitative, le premier résidu ιη est filtré sur un temps τΓ[. de quelques secondes, tandis que les résidus r2 et r3 sont forcés à une valeur nulle tant que l’altitude géométrique zG de l’aéronef AC est inférieure à une altitude limite choisie de façon non limitative à 7000 pieds (2133,6 m environ) à cause des imprécisions de l’expression exprimant l’altitude pression

en dessous de 7000 pieds.

Par exemple, le temps τΓ[. est égal à 10 s.

Pour la détermination du statut des capteurs C1, C2, ... CN et du paramètre P1 correspondant à la masse courante de l’aéronef AC, le sous-module de détection 51 est configuré pour : - attribuer à chaque résidu η une limite maximale η+ et une limite minimale rf avec i compris entre 1 et 3 ; - construire deux indicateurs de validité sous la forme de booléen VPs et VPt associés aux capteurs de pression statique et de pression totale à partir des paramètres estimés et des mesures issues des capteurs de l’aéronef ; - en déduire des indicateurs de résidu R; associé à chaque résidu η et indicateurs de validité V; ; - identifier l’apparition d’une panne lorsque la somme des indicateurs de résidus est strictement supérieure à zéro (£Rj > 0) et identifier (ou isoler), en cas de panne, le capteur en faute en comparant les valeurs courantes des indicateurs de résidu à celles répertoriées dans un tableau identifié hors-ligne ou en ligne répertoriant les cas de panne en fonction des différentes combinaisons de valeur des indicateurs de résidu Rj.

Les indicateurs de validité VPs et VPt sont construits de la manière suivante.

L’indicateur de validité VPs vaut 1 si la relation

lPs est vérifiée. VPs vaut 0 si ladite relation n’est pas vérifiée.

Le terme lPs correspond à une limite déterminé expérimentalement en fonction de la dynamique de l’avion. Le terme £h correspond à une fonction de transfert d’un filtre passe-haut avec une constante de temps choisie de façon non-limitative à quelques secondes, par exemple 30 s. L’indicateur de validité VPt vaut 1 si le résidu r4 franchit ses limites respectives, à un instant tk, et que 3n e M tel que tn e [tk -xPT,tk] vérifiant

, avec : - τΡτ correspondant à une constante choisie de façon non-limitative à 120 seconds, - £τ correspondant à une fonction de transfert d’un filtre passe-bas ayant pour constante de temps τ choisie de façon non-limitative à quelques centaines de secondes, par exemple 700 s, - j e M correspondant à une constante choisie de façon non limitative égale à 8, et - 1Pt correspondant à une limite déterminée expérimentalement en fonction de la dynamique de l’avion.

Pour déduire un indicateur de résidu R; associé à un résidu η, on se réfère à la valeur du résidu η. Si la valeur du résidu η est respectivement plus grande ou plus petite que la limite maximale η+ ou la limite minimale rf, l’indicateur de résidu R; est égal à 1, sinon l’indicateur de résidu R; est égal à zéro. Dans le cas d’un indicateur de résidu R; associé à un indicateur de validité Vj, L’indicateur de résidu R; est égal à l’indicateur de validité V;.

Chaque colonne du tableau, répertoriant les cas de panne en fonction des différentes combinaisons de valeur des indicateurs de résidu R;, correspond à un indice de faute FI; (« Fault indicator » en anglais) et est la combinaison d’indicateurs de résidu R1(R2 -Rm pouvant prendre pour valeur

0 ou 1 et chaque ligne correspond aux valeurs d’un indicateur de résidu Rj pour chacun des indices de faute FI^F^, ...FIm construit. Un indice de faute Flj fait référence au statut du capteur Ci, à l’exception dans un premier temps du capteur mesurant l’angle d’incidence C1 pour lequel l’indice de faute FIa/m fait référence à un statut commun de la mesure de l’angle d’incidence mesurée par un capteur de mesure d’angle d’incidence C1 et du paramètre P1 de masse courant de l’aéronef.

La limite maximale η+ et la limite minimale rf sont déterminées à partir de seuils rp, tabulés en fonction de paramètres de vols estimés, centrés sur une valeur de résidu centrale rim qui correspond au résidu η filtré pendant un temps τ, qui dépend de chaque résidu. Ainsi, la limite maximale η+ a pour expression η+ = rim + rp et la limite minimale rf a pour expression rf = rim -rr-

La définition des seuils rp peut se faire de multiples façons. Préférentiellement, le seuil est choisi comme étant symétrique autour d’une valeur filtrée, notée rim, du résidu brut sur un temps τΓ suffisamment important. La distance Ιη1 - rim| peut dépendre de la précision d’une modélisation et de la précision de capteurs C1, C2, ... CN. Dans le cas d’application choisi, elle peut être fonction du Mach, de la configuration de l’aéronef AC, des déflections gouvernes mais aussi des éléments diagonaux de la matrice de covariance de l’erreur calculée via le filtre de Kalman étendu adaptatif précédemment décrit :

dans lequel, Uj est un vecteur de dépendance permettant de relier l’influence de chaque état à la mesure i.

Afin d’éviter rembarquement des seuils en cas de panne, il est recommandé d’introduire des saturateurs pour imposer à η+ et rf de se maintenir dans un intervalle prédéfini réaliste :

Le seuil ry pour le premier résidu ιγ est défini en fonction de la confiance que l’on porte au modèle du coefficient de portance CL. Il peut par exemple dépendre de la configuration de l’aéronef AC, du nombre de Mach, de la position des trains d’atterrissage de l’aéronef AC (rentrés ou sortis), de la position des gouvernes dont les effets n’ont pas été pris en compte dans la modélisation et de la précision des sondes d’incidence. De façon non limitative, le temps de filtrage τ£ est choisi à 500 secondes.

Les seuils et ry pour le deuxième résidu r2 et le troisième résidu r3 sont définis selon une logique différente étant donné qu’ils sont associés à des écarts de mesures de Mach. Leur valeur peut dépendre de la précision des capteurs de mesures anémométriques et des paramètres de vols estimés ou mesurés tels que l’altitude géométrique zG.

Pour l’isolation d’une panne, l’algorithme du sous-module de détection 51 se réfère aux combinaisons du tableau de panne ci-dessous. L’acronyme FI fait référence à l’indicateur de faute tandis que l’indice f = 0 fait référence au cas nominal (c’est-à-dire en l’absence de panne avant la détection de la faute) et f > 0 au cas de fonctionnement dégradé (la mesure d’au moins un paramètre a déjà été détectée comme en faute et n’est donc plus utilisé par le système). Rvl et Rv2 sont associés respectivement aux indicateurs de validité VPs et VpT.

rv2 Ο 1 ο ο

Ces combinaisons dépendent du réglage de l’estimateur et plus particulièrement de la précision des capteurs C1, C2, CN utilisés. Elles sont déterminées hors ligne ou en ligne via un algorithme dédié. La notation ‘0/1’ fait référence aux valeurs des indicateurs de résidu n’ayant pas d’impact pour l’isolation de la panne, l’isolation étant satisfaite via les autres dépendances.

Selon la combinaison de 1 et de 0 obtenue sur les différents indicateurs de panne FI, on en déduit s’il existe une panne et son origine.

Par exemple le statut du capteur de pression totale PT correspond à une panne lorsque Fj et RV2 sont égaux à 1. Le statut commun du capteur d’angle d’incidence a et de la masse m correspond à un état de panne si Ri égal à 1 et R3, Rvi et RV2 égaux à zéro.

Le sous-module de détection 51 de capteur C1, C2, ..., CN défaillant permet à la fois la détection et l’isolation de la faute, avec un indétermination à lever entre une faute sur la mesure d’angle d’incidence a et sur la masse courante m , traduit par la notation α/m dans FIa/mf=0 qui fait à la fois référence à FIaf=0 et FImf=0 étant donné qu’ils ont la même signature et sont donc confondus. Le sous-module de validation 52 permet de lever l’ambiguïté.

Dans le cas où une première panne a déjà été détectée (f > 0), les indicateurs de fautes pour les capteurs valides (auxquels sont associés les indices de faute Rj) peuvent se réduire à un simple indicateur :

La détection de la panne sera alors possible tandis que l’identification de la source ne pourra être réalisée directement sans l’ajout d’information extérieure au système présenté. Les pannes abruptes restent tout de même

détectables et isolables via l’utilisation de la précédente matrice de dépendance en ne considérant que les capteurs C1, C2, CN, les résidus ri, r2, r3 et les indicateurs de validité VPs, VPt encore valides.

Ces indicateurs sont ensuite communiqués au sous-module de validation 52 avec la valeur courante de la masse m ainsi que l’estimation du biais de modélisation du coefficient de portance bCL, du coefficient de portance CL et du premier résidu

Le sous-module de validation 52 permet de distinguer une faute sur les capteurs d’incidence C1 d’une erreur de masse. Ce sous-module de validation 52 nécessite néanmoins un minimum de variation de l’angle d’incidence a pour opérer. Un indicateur que l’on nommera « indicateur de dynamique » y est donc établi afin de valider les résultats obtenus. Dès lors où le sous-module de détection renvoie une faute sur l’incidence a ou la masse m, on calcule l’écart maximum de variation de masse m depuis l’instant t4 de détection : À partir de l’estimation du premier résidu r1; on calcule l’erreur de masse m suivante à chaque instant t :

dans lequel CL correspond à l’estimation du coefficient de portance, CLa(conf) au coefficient CLa issu d’un modèle simplifié seulement fonction de la configuration de l’aéronef AC et m la masse courante de l’aéronef AC.

On définit l’indicateur de dynamique sur la valeur de l’incidence a. Étant donné que la mesure de celle-ci peut être erronée, on construit une incidence virtuelle av à partir de la mesure brute du biais de modélisation estimé am et du résidu associé à l’incidence rCa : av = “m - rca

De cette manière, l’incidence virtuelle av compensera toute panne sur l’incidence mesurée. Celle-ci restera néanmoins touchée par une erreur de masse m qui introduira un biais mais sa variation Δαν sera identique à celle de l’incidence réelle.

Une première variante pour la définition de l’incidence virtuelle correspond à l’intégration de la formule suivante :

dans laquelle : o g est l’accélération de pesanteur, o q correspond à la vitesse angulaire de tangage, o nZi correspond à la mesure du facteur de charge vertical exprimée dans le repère lié à l’aéronef AC, ο V correspond à l’estimation de la vitesse air.

Le vecteur de mesure auxiliaire Z est alors augmenté de la mesure q correspondant à la mesure de vitesse angulaire en tangage dans le repère de l’aéronef.

La variation de l’incidence virtuelle Δαν a pour expression :

On définit alors un seuil de variation minimum devant être atteint par l’incidence virtuelle Δαν depuis la détection de la panne afin de permettre l’isolation de la panne entre une erreur de mesure d’angle d’incidence a et une masse m courante erronée, et dans le second cas, l’évaluation de l’erreur de masse associée via un second calcul. On définit alors t2 tel que :

Un second seuil sur la variation de masse estimée permet d’en déduire si celle-ci est suffisamment importante pour être associée à une faute du capteur d’angle d’incidence C1. Ce seuil dépend par exemple de la qualité de la modélisation utilisée pour le coefficient de portance CL.

On en déduit l’écart maximum de variation de masse A2m depuis l’instant U de détection jusqu’à l’instant t2 :

On définit A2mlim la limite de variation maximum permettant d’en déduire si la panne peut être identifiée comme un défaut des capteurs d’angle d’incidence C1 ou comme une erreur de masse m courante : siA2m < A2mlim alors sinon

Le sous-module de validation 52 permet finalement d’établir les indicateurs de fautes associés à l’incidence FIaf=0 et à la masse FImf=0.

Il existe néanmoins un type de panne sur l’incidence a pouvant conduire à une mauvaise interprétation :

Il s’agit d’une faute de type facteur d’échelle sur l’incidence a. Tous les autres types de pannes sont correctement identifiés. Afin de minimiser ce type d’erreur, deux vérifications complémentaires sont possibles. Tout d’abord, vérifier que la masse estimée se situe dans l’intervalle entre la masse minimum et maximum au décollage définie pour l’aéronef AC. Ensuite une

demande de vérification de la masse saisie au décollage au pilote est possible comme cela est le cas fait dans certaines situations.

Dans une première variante de réalisation, il est possible d’intégrer les mesures moteurs et augmenter considérablement l’observabilité du système et donc les capacités de détection de l’algorithme via l’ajout d’une modélisation nommée modélisation moteur-nacelle décrite ci-avant. Pour cela, on intègre trois nouvelles observations : - la pression totale virtuelle issue de la modélisation moteur-nacelle PTeng, - la pression statique virtuelle issue de la modélisation moteur-nacelle Ps , ^eng’ - la température totale moteur TT . 1 Aeng

Ces deux mesures virtuelles sont issues de la modélisation moteur-nacelle utilisant uniquement la pression statique moteur Pmot et la pression statique mesurée dans la nacelle Pnac et la température totale moteur TTeng. Elles présentent deux modes communs de panne étant donné qu’une panne d’une des deux pressions statiques entraîne une faute de la pression statique virtuelle et de la pression totale virtuelle et qu’une panne de la température totale moteur entraîne une faute de celle-ci et des deux mesures virtuelles.

Ainsi, le vecteur d’observation présente comme expression :

dans laquelle - pt„„„ correspond à une valeur de pression totale issue de la eng modélisation nacelle-moteur, - Ps„„„ correspond à une valeur de pression statique issue de la cng modélisation, et - TT une valeur mesurée de température totale issue de la mesure de 1 engm r température totale moteur.

Lors du réglage du filtre de Kalman, on choisira de ne pas utiliser les mesures moteurs pour mettre à jour les états estimés. Elles serviront uniquement pour la détection et substitueront ensuite les mesures manquantes après certains cas de panne. La variance spécifiée à chaque autre capteur est sinon utilisée pour le réglage du filtre.

Les capteurs C1, C2,..., CN considérés sont ceux de la première variante auxquels s’ajoute le capteur de température totale moteur Tr σ et les cng

capteurs virtuels de pression statique PSpna, et de pression totales moteur Pt •eng

Les résidus générés sont les suivants : - un quatrième résidu r4 ayant pour expression r4(tk) = εΡ (tk) dans laquelle εΡ (tk) correspond à la différence à un temps (tk) entre la valeur mesurée de la pression totale et ladite mesure virtuelle issue de la modélisation moteur-nacelle PT . - un cinquième résidu r5 ayant pour expression r5(tk) = εΡδ (tk) dans

Scng laquelle εΡδ (tk) correspond à la différence à un temps (tk) entre la valeur mesurée de pression statique et ladite mesure virtuelle issue de la modélisation Pc , et ^eng’ - un sixième résidu r6 ayant pour expression r6(tk) = εΤτ (tk) dans eng laquelle εΤτ (tk) correspond à la différence à un temps (tk) entre la valeur eng mesurée de température totale et ladite mesure moteur TT . eng

De façon non-limitative, les résidus η générés lors de la sous-étape d’estimation peuvent aussi être filtrés sur un temps Trc.

Les seuils r^, rf et rf associés respectivement aux résidus r4, r5 et r6 pour déterminer la limite maximale et la limite minimale dépendent de la précision du modèle associé aux capteurs virtuels moteur et de la précision des pressions statiques moteur Peng, nacelle Pnac et du capteur de température totale qui l’alimentent.

Pour la détection d’une panne, l’algorithme du module de sous-détection 51 se réfère ensuite aux indices de faute définit selon les combinaisons du tableau de panne ci-dessous.

R2 0/1 0/1 0/11 ο ο R3 ο 0/1 0/11 ο ο R4 Ο 0 10 10/1 R5 Ο 10 0 10/1 R6 Ο 0 0 1 Ο 1 RV1 Ο 0 0/10 Ο Ο

Rv2 0 0/1 0 0 ο ο

Cette première variante présente l’avantage d’un grand nombre d’observations. Par conséquent, il est possible d’isoler la source d’une panne beaucoup plus rapidement que précédemment au moyen des indicateurs marqués par la notation Ί’. À l’inverse bien que la notation ‘0/1’ traduise un dépassement possible du seuil associé, celui-ci n’est pas nécessaire d’être identifié pour isoler rapidement la panne, l’isolation étant satisfaite via les autres dépendances. Ces combinaisons dépendent du réglage de l’estimateur et plus particulièrement de la précision des capteurs C1, C2, ..., CN utilisés, comme en témoigne la notation ‘(0/1)’ qui rend compte d’un possible dépassement en fonction du réglage choisi. Elles sont déterminées hors ligne par l’utilisation ou en ligne via un algorithme dédié.

Une fois une première panne détectée et isolée, il est possible de continuer la surveillance en utilisant les résidus encore pertinent. Par exemple, en cas de panne des mesures issues du modèle moteur, on se ramènera à la formulation du mode de réalisation standard. Il est donc possible de détecter et d’isoler au moins deux pannes capteurs successives et de reconstituer les paramètres manquants. Au-delà, le niveau d’observabilité pourra ne plus être suffisant et certains états peuvent être gelés pour continuer à assurer la stabilité du filtre. La détection de panne pourra tout de même encore être assurée dans certains cas.

Dans une deuxième variante, il est possible d’intégrer notamment un modèle cinématique permettant une surveillance et une estimation des paramètres sols y compris les biais des accéléromètres bn ,bn ,bn sur les trois axes de l’aéronef. Cette deuxième variante est d’intérêt car l’espace aérien connaît aujourd’hui quelques difficultés avec les signaux GPS, notamment lors du survol de territoire utilisant des brouilleurs GPS comme c’est le cas dans certains pays en guerre. Dans ce cas, il est possible que les mesures GPS ne soit plus disponibles. Afin d’éviter un emportement non prévu du filtre estimateur détecteur, il est nécessaire de s’assurer de détecter un emportement des mesures GPS afin de laisser la main aux capteurs inertiels le temps de leur indisponibilité. L’estimation des biais accélérométriques permet d’affiner l’estimation des paramètres sols en l’absence de mesures GPS

Dans cette deuxième variante, le vecteur d’état X a pour expression :

dans laquelle : - Vgxo ’Vgyo 'Vgz0 correspondent aux trois composantes de la vitesse sol dans le repère terrestre, - bn ,bn ,bn correspondent aux trois composantes de biais d’accéléromètres dans le repère lié à l’aéronef AC, - zG correspond à une altitude géométrique.

La dérivée du vecteur d’état présente comme expression :

dans lequel

Mrot = (cosθcosψ sin φ sin θ cos ψ — cos φ sin ψ cos φ sin θ οο5ψ + sin φ 5ίηψ\ cos θ sin ψ sin φ sin θ sin ψ + cos φ cos ψ cos φ sin θ 5ίηψ — sin φ cos ψ . sin θ — sin φ cos0 — cos φ cos θ /

Le vecteur de mesure auxiliaire Z est augmenté de la mesure nyim correspondant à la mesure du facteur de charge latéral dans le repère de l’aéronef.

Le vecteur d’observation Y a donc pour expression :

dans laquelle :

correspond à des mesures des trois composantes de la vitesse sol, et - zGm correspond à une mesure de l’altitude géométrique.

Cette deuxième variante peut être couplée ou non avec la première variante pour une formulation plus complète et donc davantage de performances. Ceci présente néanmoins le désavantage d’être plus complexe et donc de présenter un coup calculatoire bien plus élevé ainsi qu’un réglage plus délicat du filtre estimateur.

La connaissance du modèle cinématique permet d’effectuer la surveillance des mesures GPS via l’étude des résidus associés aux nouveaux états introduits et de l’évolution des biais accélérométriques bn ,bn ,bn . En fonctionnement nominal, celle-ci se fait à basse fréquence et avec une amplitude faible. À l’inverse, toute panne des mesures GPS entraîne des modifications abruptes de forte amplitude.

Selon une troisième variante, la composante latérale de la vitesse air v est supposée nulle, ce qui revient à considérer le dérapage β nul. Ceci est

vrai la plupart du temps. Certaines situations telles que la panne moteur peuvent mettre à mal cette hypothèse. Néanmoins les valeurs de dérapage restent dans tous les cas relativement faibles et même en cas de fortes variations de l’angle de dérapage, cela n’impacte que très peu le processus d’estimation et de détection et ses performances. Cette hypothèse n’introduit donc que très peu d’erreurs tandis qu’elle permet de s’affranchir de toute surveillance sur les sondes de dérapages (ce qui aurait sinon nécessité d’établir un modèle latéral de l’aéronef AC). Un couplage avec les précédentes variantes décrites est possible.

Selon un deuxième mode de réalisation (figure 1), les statuts associés à certains desdits capteurs C1, C2, ... CN sont également déterminés à partir de statuts auxiliaires associés à ces dits capteurs aptes à être envoyés au module de détection par un module de surveillance COMP4 9 externe. Le sous-module de détection 51 s’occupe alors de traduire les statuts envoyés par le module de surveillance 9 externe avant de transmettre les statuts traduits au module d’estimation 4. Ce deuxième mode de réalisation peut être combiné aux autres modes de réalisation.

Selon un troisième mode de réalisation représenté sur la figure 4, dans le cas où l’aéronef AC utilise la redondance matérielle, les entrées du module d’estimation 4 correspondent initialement aux mesures consolidées telles qu’elles sont issues en sortie d’un module de vote 11 basé sur un vote à base majoritaire. On peut cependant imaginer des cas de figures où la mesure consolidée est invalidée par le module de vote 11 et est donc en faute, mais qu’un des capteurs du type correspondant soit toujours valide, ce qui peut être le cas avec certains modes communs de panne. Dans ce cas, il est intéressant d’avoir la capacité de repêcher la mesure encore valide. La figure 4 représente plusieurs jeux de capteurs redondants C1, C2, C3, C4, C5, C6 comprenant un ou plusieurs capteurs. Par exemple, le jeu de capteurs C1 comprend des capteurs C1a, C1b, C1c d’angle d’incidence. Le jeu de capteur C2 comprend des capteurs C2a, C2b, C2c de pression statique. Le jeu de capteurs C3 comprend des capteurs C3a, C3b, C3c de pression totale. Le jeu de capteurs C4 comprend des capteurs C4a, C4b, C4c de température totale. Le jeu de capteur C5 comprend des capteurs C5a et C5b correspondant respectivement à un ensemble de système de géolocalisation par satellite et un ensemble de centrales inertielles. Le jeu de capteurs C6 correspond à des capteurs virtuels de pression totale virtuelle PTeng, de la pression statique virtuelle Ps issues de la modélisation moteur-nacelle et de r ~i '-‘eng la température totale moteur Tr σ

Le dispositif de surveillance et d’estimation 1 comprend un module de vérification unitaire COMP5 10. Lorsqu’une panne est détectée pour une mesure utilisée en entrée du module d’estimation, le module de vérification unitaire est configuré pour : - reconfigurer le sous-module d’estimation 42 pour ne pas prendre en compte la mesure en faute, - après un temps de convergence tcv, calculer les différences entre les estimations desdits paramètres relatifs au vol et chacune des mesures issues de la pluralité de capteurs. Pour chacune des mesures issues de la pluralité de capteurs, si la valeur absolue de la différence est inférieure à une valeur prédéterminée, la mesure correspondante est retenue pour le sous-module d’estimation 42.

Une variante possible concerne l’utilisation de méthodes similaires au filtre de Kalman étendu, utilisant le même jeu d’équations comme l’intégration d’un filtre de Kalman non parfumé, de filtres particulaires, ou toute variante similaire en utilisant leurs procédures respectives et les équations données ci-dessus.

Le dispositif de surveillance et d’estimation 1 de paramètres relatifs au vol d’un aéronef AC tel que décrit ci-dessus, met en œuvre un procédé (figure 2) comprenant : - une étape d’initialisation E1, mise en œuvre par le module d’initialisation 3, consistant à initialiser des statuts de capteurs C1, C2, ..., CN configurés pour déterminer les paramètres de vol de l’aéronef AC et d’un paramètre P1 correspondant à la masse dudit aéronef AC et à initialiser des paramètres utilisés lors de la mise en œuvre du procédé de surveillance et d’estimation 1.

Le procédé comprend en outre les étapes suivantes, mises en œuvre de façon itérative : - une étape d’estimation E2, mise en œuvre par le module d’estimation 4, consistant à déterminer une estimation des valeurs des paramètres relatifs au vol de l’aéronef AC ainsi qu’une estimation de l’erreur de ladite masse, à partir : o de mesures des paramètres relatifs au vol fournis par les capteurs C1, C2, ... CN, o de paramètres relatifs au vol initialisés dans l’étape d’initialisation ou estimés à l’itération précédente de l’étape d’estimation E2 et o des statuts associés à chacun desdits capteurs C1, C2,..., CN, l’étape E2 d’estimation consistant également à générer des résidus η qui sont fonctions des valeurs des paramètres relatifs au vol mesurées et estimées et de termes d’innovation qui correspondent à la différence entre une valeur de paramètre de vol mesurée et ladite valeur estimée ; - une première étape de transmission E3, mise en œuvre par le premier module de transmission 7, consistant : o à transmettre à un dispositif utilisateur 6 et au module de détection 5 un signal représentatif de l’estimation des valeurs des paramètres relatifs au vol de l’aéronef AC ainsi que de l’erreur de masse, déterminées dans l’étape d’estimation E2, o à envoyer un signal représentatif des résidus générés dans l’étape d’estimation E2 audit module de détection 5 ; - une étape E4 de détection, mise en œuvre par le module de détection 5, consistant à déterminer les différents statuts associés à chacun desdits capteurs C1, C2,..., CN et à un paramètre P1 correspondant à une masse courante d’aéronef AC, à partir : o desdits résidus déterminés dans l’étape d’estimation, o de l’estimation des valeurs des paramètres relatifs au vol ainsi que de l’erreur de masse estimée, déterminés dans l’étape d’estimation E2, o desdits statuts déterminés à l’itération précédente ou initialisés à l’étape d’initialisation ; - une deuxième étape E5 de transmission, mise en œuvre par le deuxième module de transmission 8, consistant à transmettre au dispositif utilisateur 6 et, à l’itération suivante, au module d’estimation 4 les différents statuts associés à chacun desdits capteurs C1, C2,..., CN et le statut associé audit paramètre P1 correspondant à la masse courante.

De plus, l’étape E2 d’estimation comprend les sous-étapes suivantes : - une sous-étape E21 d’adaptation, mise en œuvre par le sous-module d’adaptation 41, consistant à déterminer une variance et/ou un booléen de validité associés à chacune des mesures des paramètres relatifs au vol fournies par les capteurs C1, C2,..., CN ainsi que des paramètres de réglage associés à l’algorithme d’estimation utilisé dans la sous-étape d’estimation E22, à partir : o desdites mesures des paramètres relatifs au vol et o à partir des statuts associés à chacun desdits capteurs C1, C2,..., CN ; la sous-étape E21 d’adaptation consistant également à corriger la masse courante à partir d’une erreur de masse estimée à l’itération précédente ou initialisée à l’étape d’initialisation E1, et d’un statut associé au paramètre correspondant à la masse, - une sous-étape E22 d’estimation, mise en œuvre par le sous-module d’estimation 42, consistant à déterminer l’estimation des valeurs des paramètres relatifs au vol ainsi qu’une estimation de l’erreur de ladite masse à partir : o des mesures des paramètres relatifs au vol fournis par lesdits capteurs C1, C2,..., CN, o des paramètres relatifs au vol estimés à l’itération précédente ou initialisés à l’étape E1 d’initialisation et o à partir de la variance et/ou du booléen de validité de chacune des mesures des paramètres relatifs au vol et des paramètre de réglage déterminés dans la sous-étape d’adaptation E21, la sous-étape d’estimation E22 consistant également à générer les résidus à partir des paramètres relatifs au vol estimés et mesurés et des termes d’innovations.

En outre, l’étape E4 de détection comprend les sous-étapes suivantes : - une sous-étape E41 de détection de capteur défaillant et de paramètres relatifs au vol erronés, mise en œuvre par un sous-module de détection 51, consistant à déterminer : o le statut commun associé au capteur C1 configuré pour mesurer l’angle d’incidence a de l’aéronef AC et au paramètre P1 correspondant à la masse courante et o le statut associé aux autres capteurs (C2, C3, ..., CN), à partir : o des mesures des paramètres relatifs au vol fournis par lesdits capteurs C1, C2,..., CN, o de l’estimation des valeurs des paramètres relatifs au vol, o des statuts associés à chacun desdits capteurs C1,C2,...,CN et à un paramètre P1 correspondant à une masse courante de l’aéronef (AC) déterminés à l’itération précédente ou initialisés à l’étape d’initialisation E1, et o des résidus ; - une sous-étape E42 de validation de l’angle d’incidence et de la masse courante, mise en œuvre par un sous-module de validation 52, consistant à déterminer le statut associé au paramètre P1 correspondant à la masse courante et le statut associé au capteur C1 configuré pour mesurer l’angle d’incidence a, à partir : o du statut commun associé au capteur C1 configurés pour mesurer l’angle d’incidence a de l’aéronef AC et au paramètre P1 correspondant à la masse courante, o des statuts associés aux autres capteurs C2, C3,..., CN, o des paramètres relatifs au vol estimés, o de l’erreur de masse estimée, o des paramètres relatifs au vol mesurés, o des résidus générés dans la sous-étape E22 d’estimation et o d’un coefficient de portance CL fourni à partir d’une modélisation embarquée alimentée par les paramètres relatifs au vol estimés et mesurés par les capteurs C1, C2, ..., CN.

La détermination du statut des capteurs C2, ..., CN et du statut commun associé au statut du capteur C1 et au paramètre P1 correspondant à la masse, lors de la sous-étape E41 de détection de capteur défaillant comprend les sous-étapes suivantes : - une sous-étape E411 d’attribution à chaque résidu d’une limite maximale η+ et une limite minimale rf, de construction d’indicateurs de validité V; puis d’indicateurs de résidu Rj associés à chaque résidu η et indicateur de validité V^; - une sous-étape E412 d’identification de pannes (Σ Rj > 0) et d’isolation de sa source en identifiant la combinaison des valeurs courantes des indicateurs de résidu Rj avec celles répertoriées dans un tableau préidentifié hors-ligne dans un mode de réalisation préféré, répertoriant le cas de panne en fonction des différentes combinaisons de valeur des indicateurs de résidu Rj. Chaque colonne du tableau correspondant à un indice de faute FI; et est la combinaison d’indicateurs de résidu R1(R2 -Rm pouvant prendre pour valeur 0 ou 1 et chaque ligne correspond aux valeurs d’un indicateur de résidu Rj pour chacun des indices de faute FIP FI2,... FIm construit. Un indice de faute Flj fait référence au statut du capteur Ci, à l’exception dans un premier temps du capteur mesurant l’incidence C1 pour lequel l’indice de faute FIa/m fait référence à un statut commun de la mesure de l’angle d’incidence mesurée par un capteur de mesure d’angle d’incidence C1 et du paramètre P1 correspondant à la masse de l’aéronef.

Pour un paramètre de vol consolidé donc mesuré à partir d’une pluralité de capteurs (figure 3), le procédé comprend les sous-étapes suivantes mises en œuvre par un module de vérification unitaire 10, lorsqu’une panne est détectée pour la mesure utilisée en entrée du sous-module d’estimation 42 pour ledit paramètre de vol : - une sous-étape E61 de reconfiguration du sous-module d’estimation 42 pour ne pas prendre en compte la mesure erronée précédemment utilisée en entrée du sous-module d’estimation 42, - une sous-étape E62 de calcul de la différence, après un temps de convergence xcvf, entre l’estimation dudit paramètre de vol et de la mesure issue de la pluralité de capteurs, pour chacune des mesures issues de la pluralité de capteurs, si la valeur absolue de la différence est inférieure à une valeur prédéterminée, la mesure étant retenue pour le module d’estimation 4.

Claims

REVENDICATIONS

1. Procédé de surveillance et d’estimation : - de paramètres relatifs au vol d’un aéronef (AC) ; - de statuts de capteurs (C1, C2, CN), ces statuts étant représentatifs d’un fonctionnement desdits capteurs (C1, C2,..., CN) ; et - d’un statut d’un paramètre (P1) correspondant à la masse courante de l’aéronef (AC), ce statut étant représentatif de la validité dudit paramètre, caractérisé en ce qu’il comprend les étapes suivantes : - une étape (E1) d’initialisation, mise en œuvre par un module d’initialisation (3), consistant à initialiser les statuts de capteurs (C1, C2,..., CN) configurés pour déterminer des paramètres de vol de l’aéronef (AC) ainsi que le statut du paramètre (P1) correspondant à la masse courante de l’aéronef (AC) et à initialiser des paramètres utilisés lors de la mise en œuvre du dispositif de surveillance et d’estimation (1) ; le procédé comprenant en outre les étapes suivantes, mises en œuvre de façon itérative : - une étape (E2) d’estimation, mise en œuvre par un module d’estimation (4), consistant à déterminer une estimation des valeurs des paramètres relatifs au vol de l’aéronef (AC) ainsi qu’une estimation de l’erreur de ladite masse, à partir : o de mesures des paramètres relatifs au vol fournis par les capteurs (C1, C2,..., CN), o de paramètres relatifs au vol initialisés dans l’étape (E1) d’initialisation ou estimés à l’itération précédente de l’étape (E2) d’estimation et o des statuts associés à chacun desdits capteurs (C1, C2,..., CN), l’étape (E2) d’estimation consistant également à générer des résidus (η) qui sont fonctions des valeurs des paramètres relatifs au vol mesurées et estimées et de termes d’innovation qui correspondent à la différence entre une valeur de paramètre de vol mesurée et ladite valeur estimée ; - une première étape (E3) de transmission, mise en œuvre par un premier module de transmission (7), consistant : o à transmettre à un dispositif utilisateur (6) et à un module de détection (5) un signal représentatif de l’estimation des valeurs des paramètres relatifs au vol de l’aéronef (AC) ainsi que de l’estimation de l’erreur du paramètre de masse courante, déterminées dans l’étape (E2) d’estimation, o à envoyer audit module de détection (5) un signal représentatif des résidus générés dans l’étape (E2) d’estimation ; - une étape (E4) de détection, mise en œuvre par un module de détection (5), consistant à déterminer les différents statuts associés à chacun desdits capteurs (C1, C2,..., CN) et au paramètre (P1) correspondant à la masse courante de l’aéronef (AC), à partir : o de l’estimation des valeurs des résidus (η) déterminés dans l’étape (E2) d’estimation, o de l’estimation des valeurs des paramètres relatifs au vol de l’aéronef (AC) déterminés dans l’étape (E2) d’estimation, o des mesures des paramètres relatifs au vol fournies par les capteurs (C1, C2,..., CN), o de l’estimation de l’erreur du paramètre (P1) de masse courante déterminée dans l’étape (E2) d’estimation, et o des statuts déterminés à l’itération précédente de l’étape de détection (E4) ou initialisés à l’étape d’initialisation (E1) ; - une deuxième étape (E5) de transmission, mise en œuvre par un deuxième module de transmission (8), consistant à transmettre au dispositif utilisateur (6) et, à l’itération suivante, au module d’estimation (4) les différents statuts associés à chacun desdits capteurs (C1, C2,..., CN) et le statut associé audit paramètre (P1) correspondant à la masse courante.
2. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce que l’étape (E2) d’estimation comprend les sous-étapes suivantes : - une sous-étape (E21) d’adaptation, mise en œuvre par un sous-module d’adaptation (41), consistant à déterminer une variance et/ou un booléen de validité associés à chacune des mesures des paramètres relatifs au vol fournies par les capteurs (C1, C2,..., CN) ainsi que des paramètres de réglage associés à l’algorithme d’estimation utilisé dans une sous-étape (E22) d’estimation, à partir : o desdites mesures des paramètres relatifs au vol et o à partir des statuts associés à chacun desdits capteurs (C1, C2,...,CN) ; la sous-étape (E21) d’adaptation consistant également à corriger la masse courante à partir d’une erreur de masse estimée à l’itération précédente ou initialisée à l’étape initialisation (E1), et d’un statut associé au paramètre (P1) correspondant à la masse, - la sous-étape (E22) d’estimation, mise en œuvre par un sous-module d’estimation (42), consistant à déterminer l’estimation des valeurs des paramètres relatifs au vol ainsi qu’une estimation de l’erreur de ladite masse, à partir : o des mesures des paramètres relatifs au vol fournis par lesdits capteurs (C1, C2,..., CN), o des paramètres relatifs au vol estimés à l’itération précédente ou initialisés à l’étape (E1) d’initialisation et o à partir de la variance et/ou du booléen de validité de chacune des mesures des paramètres relatifs au vol et des paramètres de réglage déterminés dans la sous-étape d’adaptation (E21), la sous-étape d’estimation (E22) consistant également à générer les résidus à partir des paramètres relatifs au vol estimés et mesurés et des termes d’innovations.
3. Procédé selon l’une quelconque des revendications 1 ou 2, caractérisé en ce que l’étape (E4) de détection comprend les sous-étapes suivantes : - une sous-étape (E41) de détection de capteur défaillant et de paramètres relatifs au vol erronés, mise en oeuvre par un sous-module de détection (51), consistant à déterminer : o le statut commun associé au capteur (C1) configuré pour mesurer l’angle d’incidence (a) de l’aéronef (AC) et au paramètre (P1) correspondant à la masse courante et o le statut associé aux autres capteurs (C2, C3, ..., CN), à partir de : o des mesures des paramètres relatifs au vol fournis par lesdits capteurs (C1, ..., CN), o de l’estimation des valeurs des paramètres relatifs au vol ainsi que de l’erreur de masse, o des statuts associés à chacun desdits capteurs (C1, ..., CN) et au paramètre (P1) correspondant à une masse courante d’aéronef (AC) déterminés à l’itération précédente ou initialisées à l’étape d’initialisation (E1) et o des résidus (η) ; - une sous-étape (E42) de validation de l’angle d’incidence et de la masse courante, mise en oeuvre par un sous-module de validation (52), consistant à déterminer le statut associé au paramètre (P1) correspondant à la masse courante et le statut associé au capteur (C1) configuré pour mesurer l’angle d’incidence (a), à partir : o du statut commun associé au capteur (C1) configurés pour mesurer l’angle d’incidence (a) de l’aéronef (AC) et au paramètre (P1) correspondant à la masse courante, o des statuts associés aux autres capteurs (C2, C3,..., CN), o des paramètres relatifs au vol estimés, o de l’erreur de masse estimée, o des paramètres relatifs au vol mesurés, o des résidus générés dans la sous-étape (E22) d’estimation et o d’un coefficient de portance (CL) fourni à partir d’une modélisation embarquée alimentée par les paramètres relatifs au vol estimés et mesurés par les capteurs (C1, C2, ..., CN).
4. Procédé selon l’une quelconque des revendications 1 à 3, caractérisé en ce que la sous-étape d’estimation (E22) correspond à un filtre de Kalman étendu associé à un vecteur d’état (X), un vecteur d’observation (Y) et un vecteur de mesures auxiliaires (Z), le vecteur de mesures auxiliaires (Z) présentant comme expression : Z = 5qim’ 5spim' Ψτη< nXljn' m- COnf' VgXo m> VgYo m> VgZo m> zgm)’ dans laquelle : - iHm correspond à une mesure de déflexion du plan horizontal, - ôqi^correspond à une mesure de déflexion de gouvernes de profondeur de l’aéronef (AC), - ôspi^correspond à une mesure de déflexion de spoilers de l’aéronef (AC), - ψ™ correspond à une mesure de cap, - <pm correspond à une mesure d’angle de gite, - 0m correspond à une mesure d’inclinaison, - nx correspond à une mesure du facteur de charge longitudinal dans le repère lié à l’aéronef (AC), - m correspond au paramètre de masse courante de l’aéronef (AC), - conf correspond à une mesure de configuration aérodynamique de l’aéronef (AC), - Vgxo ,vgy0 ,vgz0 correspondent à des mesures des composantes de vitesse sol dans le repère terrestre, et - zg^ correspond à une mesure d’altitude géométrique ; le vecteur d’état (X) présentant comme expression :

dans laquelle : - (WXo,Wyo,WZo) correspondent aux trois composantes de la vitesse du vent dans le repère terrestre, - AISA correspond à un écart de température entre une température statique courante et une température déterminée à partir d’un modèle d’atmosphère standard à une altitude géométrique courante, - bCt correspond à un biais de modélisation du coefficient de portance, et - Cbx correspond à un terme de correction barométrique ; la dérivée du vecteur d’état (X) présentant comme expression :

dans laquelle, xb correspond à un temps caractéristique associé à une dynamique du biais de modélisation du coefficient de portance bCL, le vecteur d’observation (Y) présentant comme expression :

dans laquelle : - am correspond à une mesure d’incidence, - correspond à une mesure de dérapage, - PSm correspond à une mesure de pression statique, - nz correspond à une mesure de facteur de charge vertical dans un repère lié à l’aéronef, - PTm correspond à une mesure de pression totale, - TTm correspond à une mesure de température totale, et - zp correspond à l’altitude pression et s’exprime selon l’équation

Cbx, avecT15 = 288,15 K, - ζ correspond à une fonction reliant la mesure de l’altitude pression zp à la pression statique avec l’expression suivante :

dans laquelle : - zPii = 11 km correspond à l’altitude standard de la tropopause, - PX1 = 226.321mbar et TX1 = 216,65 K correspondent à la pression statique et la température statique standards à la tropopause, - GTzo = 0,0065 K/m le gradient de température standard pour zPm < ZPn’

- g à l’accélération de la pesanteur - R la constante spécifique de l’air, - Ts correspond au paramètre de température statistique et s’exprime selon l’équation Ts = To + GTzozg + AISA, avec To = 273,15 K et GT n = 0,0065 K/m, 1 zo ’ ’ - V correspond au paramètre de vol de la vitesse air et s’exprime selon l’équation V = Vu2 + v2 + w2, avec chaque composante de la vitesse air définie dans le repère aéronef (u,v,w) exprimée selon l’expression suivante : -u- v -W- cos θ cos ψ cos θ sin ψ sin θ ^gx0 — ^χ0 = sin φ sin θ cosi|/ — cos cpsinijj sin φ sin θ sin ψ + cos φ cos ψ — sin φ cos θ Vgyo — Wyo cos φ sin θ cos ψ + sin φ sin ψ cos φ sin θ cos ψ + sin φ sin ψ — coscpcosOj Vgz — WZq - M correspond au paramètre de vol du nombre de Mach calculé en fonction de la norme de la vitesse air V selon l’équation M = -^= avec r correspondant à la constante spécifique de l’air, la sous-étape (E22) d’estimation générant à une itération k les résidus suivants : - unpremier résidu (rj ayant pour expression à un temps tk rj/tjj =

dans laquelle : ° £«(tk) correspond au terme d’innovation associé à la mesure de l’angle d’incidence a au temps tk, o bCz correspond à une estimation du biais de modélisation du coefficient de portance Cz au temps tk, et o CZa(conf(tk) ) correspond à une valeur tabulée du coefficient de portance dépendant d’une valeur d’un paramètre de configuration de l’aéronef (AC) au temps tk,

- un deuxième résidu (r2) ayant pour expression au temps tk r2(tk) =

dans laquelle : ο y correspond au coefficient adiabatique de l’air, o TTm correspond à une température totale mesurée par un des capteurs (C2, ..., CN) utilisé en entrée du module d’estimation (4), o PTm correspond à une pression totale mesurée par un des capteurs (C2, CN) utilisé en entrée du module d’estimation (4), o zPm correspond à une altitude pression mesurée par un des capteurs (C2,..., CN) utilisé en entrée du module d’estimation (4), ο ζ correspond à la fonction reliant la mesure de l’altitude pression à la pression statique et o Ts(zPm,tk) correspond à une estimation de la température statique calculée à partir de paramètres relatifs au vol estimés au temps tk à l’itération courante et à un temps tk_! à une itération précédente en fonction du premier résidu (rx) selon la formule :

dans laquelle L est la fonction de transfert d’un filtre passe-bas

où H est la fonction de Heaviside, et ry correspond aux limites associées au résidu ly définies dans la suite de la description ;

- un troisième résidu (r3) ayant pour expression au temps tk r3(tk) =

dans laquelle : o m correspond à la masse de l’aéronef (AC), o S correspond à la surface de référence de l’aéronef (AC), o g correspond à l’accélération de la pesanteur, o nZim correspond à un facteur de charge vertical, o nXlm correspond à un facteur de charge longitudinal, o C, correspond au coefficient de portance estimé, obtenu à partir des paramètres relatifs au vol estimés et mesurés et de la configuration de l’aéronef (AC).
5. Procédé selon la revendication 4, caractérisé en ce que le vecteur d’observation (Y) présente comme expression :

dans laquelle : - pTp„a correspond à une valeur de pression totale issue d’une eng modélisation moteur-nacelle,

- Ρ5ρησ correspond à une valeur de pression statique issue de la modélisation moteur-nacelle, et - TT une valeur mesurée de température totale issue d’un capteur de 1 engm r r température totale moteur-nacelle ; la sous-étape (E22) d’estimation générant en outre les résidus suivants : - un quatrième résidu (r4) ayant pour expression r4(tk) = εΡ (tk) dans laquelle £pTeng(tk) correspond à la différence entre la valeur de pression totale mesurée et ladite valeur de pression totale issue de la modélisation à un temps (tk), - un cinquième résidu (r5) ayant pour expression r5(tk) = εΡδ (tk) dans laquelle £Pseng(tk) correspond à la différence entre la valeur mesurée de pression statique et ladite valeur de pression statique issue de la modélisation à un temps (tk), et - un sixième résidu (r6) ayant pour expression r6(tk) = εΨΑΨ (tk) dans laquelle STATeng(tk) correspond à la différence entre la valeur mesurée de température totale et ladite valeur de température totale issue de la mesure moteur-nacelle à un temps (tk).
6. Procédé selon l’une quelconque des revendications 4 ou 5, caractérisé en ce que la sous-étape d’estimation (E22) correspond à un filtre de Kalman étendu associé à un vecteur d’état (X) et un vecteur d’observation (Y) et un vecteur de mesures auxiliaires (Z), le vecteur de mesures auxiliaires (Z) présentant comme expression : Z = (iH ,δη. ,δςη. , ψ™, ω™, θ™, Πγ ,ηγ ,m,conf,Vc, , V„ ,V„ ,ζσ ), V Q'm splra'™'+m’ m’ Xim’ hm' ’ ’ SxOm’ SyOm’ gzOm’ gmj’ dans lequel nyimcorrespond à une mesure de facteur de charge latéral dans le repère lié à l’aéronef, le vecteur d’état (X) présentant comme expression :

dans laquelle : - vgxo’Vgyo’Vgzo correspondent aux trois composantes de la vitesse sol dans le repère terrestre, - bn ,bn ,bn correspondent aux trois composantes de biais d’accéléromètres dans le repère lié à l’aéronef (AC), - zG correspond à une altitude géométrique ; la dérivée du vecteur d’état (X) présentant comme expression :

dans lequel : - Mrot correspond à une matrice de rotation usuelle du repère terrestre vers le repère lié à l’aéronef (AC) et a pour expression Mrot = (cosθcosψ sinc|)sin0cos4i — cosc|)sin4i cos φ sin θ cosi|/ + sin φ sin4i\ cos θ sin ψ sin φ sin θ sin ψ + cos φ cos ψ cos φ sin θ sin ψ — sin φ cos ψ J, sin θ — sin φ cos0 — cos φ cos θ / le vecteur d’observation (Y) présentant comme expression :

dans laquelle : - V„ , V„ , V„ correspond à des mesures des trois composantes gxom gyom’ gxom r r de la vitesse sol, et - zGm correspond à une mesure de l’altitude géométrique.
7. Procédé selon la revendication 6, caractérisé en ce que la composante latérale v de la vitesse air V est supposée nulle.
8. Procédé selon l’une quelconque des revendications 1 à 7, caractérisé en ce que la détermination du statut commun et du statut associé aux autres capteurs de la sous-étape (E41) de détection de capteur défaillant comprend les sous-étapes suivantes : - une sous-étape (E411) d’attribution à chaque résidu d’une limite maximale (η+) et une limite minimale (rf) à partir des paramètres de vol estimés ; - la sous-étape (E411 ) étant également une sous-étape de construction d’un premier indicateur de validité (VPs) associé au capteur de pression statique et d’un deuxième capteur de validité (VPt) associé au capteur de pression totale à partir des paramètres estimés et des mesures issues des capteurs de l’aéronef : o le premier indicateur de validité (VPs) valant 1 si la relation |£h(s)(zPm - zGJ| < lPs est vérifiée, le premier indicateur de validité (VPs) valant 0 si la relation |Ai(s)(zPm _zGm)| lps n’ est pas vérifiée, dans laquelle lPs correspond une limite déterminée expérimentalement en fonction de la dynamique de l’aéronef (AC), correspondant a la fonction de transfert d un filtre passe-haut, o le deuxième indicateur de validité (VPt) valant 0 par défaut et 1 si le résidu ig franchit ses limites respectives, à un instant tk, déterminée par la suite et que 3n e M tel que tn e [tk -xPT,tk] vérifiant | (1 - £τ) (μΡτ(ϊπ) - ΜΡτ(ΐη_{))| < 1Ρτ, avec τΡτ une constante de temps, une fonction de transfert d’un filtre passe-bas ayant pour constante de temps τ, j e M une constante, et 1Pt une limite déterminée expérimentalement en fonction de la dynamique de l’avion ; des indicateurs de résidu (R;) étant calculés et associés à chaque résidu (η) et indicateurs de validité (Vk ); - une sous-étape (E412) d’identification de l’apparition de pannes lorsque la somme des indicateurs de résidu (Σ Rj) est strictement supérieure à zéro et identification, en cas de panne, le capteur en faute en comparant les valeurs courantes des indicateurs de résidu à celles répertoriées dans un tableau identifié hors-ligne ou en ligne répertoriant les cas de panne en fonction des différentes combinaisons de valeur des indicateurs de résidu (Rj).
9. Procédé selon l’une quelconque des revendications 1 à 8, caractérisé en ce que les statuts associés à chacun desdits capteurs (C1, C2, ..., CN) sont également déterminés à partir de statuts auxiliaires associés à chacun desdits capteurs aptes à être envoyés au module de détection (5) par un module de surveillance (9).
10. Procédé selon l’une quelconque des revendications 1 à 9, caractérisé en ce que, pour un paramètre de vol consolidé mesuré à partir d’une pluralité de capteurs, le procédé comprend les sous-étapes suivantes mises en oeuvre par un module de vérification unitaire (10), lorsqu’une panne est détectée pour un capteur mesurant ledit paramètre de vol dont ladite mesure est utilisée en entrée du module d’estimation (4) : - une sous-étape (E61) de reconfiguration du sous-module d’estimation pour ne pas prendre en compte la mesure erronée du paramètre de vol utilisé jusqu’alors dans la sous-étape d’estimation (E22), - une sous-étape (E62) de calcul de la différence entre l’estimation dudit paramètre de vol et de la mesure d’un desdits capteurs issue de la pluralité de capteur, pour chacune des mesures issues de la pluralité de capteurs, si la valeur absolue de la différence est inférieure à une valeur prédéterminée, la mesure étant retenue dans la sous-étape d’estimation (E22).
11. Dispositif de surveillance et d’estimation : - de paramètres relatifs au vol d’un aéronef (AC) ; - de statuts de capteurs, ces statuts étant représentatifs d’un fonctionnement desdits capteurs (C1, C2,..., CN) ; et - d’un statut d’un paramètre (P1) correspondant à la masse courante de l’aéronef (AC), ce statut étant représentatif de la validité dudit paramètre (P1), caractérisé en ce qu’il comprend : - un module d’initialisation (3), configuré pour initialiser les statuts de capteurs (C1, C2,..., CN) configurés pour déterminer des paramètres relatifs au vol de l’aéronef (AC) ainsi que le statut du paramètre (P1) correspondant à la masse courante de l’aéronef et à initialiser des paramètres utilisés lors de la mise en œuvre du dispositif de surveillance et d’estimation (1) ; le dispositif de surveillance et d’estimation (1) comprend en outre les modules suivants, mis en œuvre de façon itérative : - un module d’estimation (4), configuré pour déterminer une estimation des valeurs des paramètres relatifs au vol de l’aéronef (AC) ainsi qu’une estimation d’une erreur du paramètre (P1) de masse courante, à partir : o de mesures des paramètres relatifs au vol fournis par les capteurs (C1, C2,..., CN), o de paramètres relatifs au vol initialisés dans l’étape d’initialisation (E1) ou estimés à l’itération précédente de l’étape d’estimation (E2) et o des statuts associés à chacun desdits capteurs (C1, C2,..., CN), le module d’estimation (4) étant également configuré pour générer des résidus (η) qui sont fonctions des valeurs des paramètres relatifs au vol mesurées et estimées et de termes d’innovation qui correspondent à la différence entre une valeur de paramètre de vol mesurée et ladite valeur estimée ; - un premier module de transmission (7) configuré pour : o transmettre à un dispositif utilisateur (6) et à un module de détection (5) un signal représentatif de l’estimation des valeurs des paramètres relatifs au vol de l’aéronef (AC) ainsi que de de l’estimation de l’erreur du paramètre (P1) de masse courante, déterminées dans l’étape d’estimation (E2), o envoyer audit module de détection un signal représentatif des résidus générés dans l’étape d’estimation (E2) audit module de détection (5) ; - un module de détection (5) configuré pour déterminer les différents statuts associés à chacun desdits capteurs (C1, C2,..., CN) et au paramètre (P 1 ) correspondant à la masse courante d’aéronef (AC), à partir : o de l’estimation des valeurs des résidus déterminés dans l’étape d’estimation (E2), o de l’estimation des valeurs des paramètres relatifs au vol de l’aéronef (AC) déterminés dans l’étape d’estimation (E2), o des mesures des paramètres relatifs au vol fournies par les capteurs (C1, C2.....CN), o de l’estimation de l’erreur du paramètre (P1) de masse courante déterminée par le module d’estimation (4), o desdits statuts déterminés à l’itération précédente ou initialisés à l’étape d’initialisation (E1 ) ; - un deuxième module de transmission (8) configuré pour transmettre au dispositif utilisateur (6) et, à l’itération suivante, au module d’estimation (4) les différents statuts associés à chacun desdits capteurs (C1, C2,..., CN) et le statut associé audit paramètre (P1) correspondant à la masse courante.
12. Dispositif selon la revendication 11, caractérisé en ce que le module d’estimation (4) comprend : - un sous-module d’adaptation (41) configuré pour déterminer une variance et/ou un booléen de validité associés à chacune des mesures des paramètres relatifs au vol fournies par les capteurs (C1, C2,..., CN) ainsi que des paramètres de paramètres de réglage associés à l’algorithme d’estimation utilisé dans un sous-module d’estimation (42), à partir : o desdites mesures des paramètres relatifs au vol et o à partir des statuts associés à chacun desdits capteurs (C1, C2.....CN) ; le sous-module d’adaptation (41 ) étant également configuré pour corriger la masse courante de l’aéronef (AC) à partir d’une erreur de masse estimée à l’itération précédente ou initialisée par le module d’initialisation (3), et d’un statut associé au paramètre (P1 ) correspondant à la masse, - Je sous-module d’estimation (42) configuré pour déterminer l’estimation des valeurs des paramètres relatifs au vol ainsi qu’une estimation de l’erreur de ladite masse, à partir : o des mesures des paramètres relatifs au vol fournis par lesdits capteurs (C1, C2.....CN), o des paramètres relatifs au vol estimés à l’itération précédente ou initialisés à l’étape (E1) d’initialisation et o à partir de la variance et/ou du booléen de validité de chacune des mesures des paramètres relatifs au vol et des paramètres de réglage déterminés dans la sous-étape d’adaptation (E21), le sous-module d’estimation (42) étant également configuré pour générer des résidus à partir des paramètres relatifs au vol estimés et mesurés et des innovations.
13. Dispositif selon l’une quelconque des revendications 11 ou 12, caractérisé en ce que le module de détection (5) comprend : - un sous-module de détection (51 ) configuré pour déterminer : o le statut commun associé au capteur (C1) configuré pour mesurer l’angle d’incidence (a) de l’aéronef (AC) et au paramètre (P1 ) correspondant à la masse courante et o le statut associé aux autres capteurs (C2, C3, ..., CN), à partir : o des mesures des paramètres relatifs au vol fournis par lesdits capteurs (C2, C3.....CN), o de l’estimation des valeurs des paramètres relatifs au vol ainsi que de l’erreur de masse, o des statuts associés à chacun desdits capteurs (C2, C3, CN) et à un paramètre (P1) correspondant à une masse courante d’aéronef (AC) déterminés à l’itération précédente ou initialisées par le module d’initialisation (3), o des résidus ; - un sous-module de validation (52) configuré pour déterminer le statut associé au paramètre (P1) correspondant à la masse courante et le statut associé au capteur (C1) configuré pour mesurer l’angle d’incidence (a), à partir : o du statut commun associé au capteur (C1) configuré pour mesurer l’angle d’incidence (a) de l’aéronef (AC) et au paramètre (P1 ) correspondant à la masse courante, o des statuts associés aux autres capteurs (C2, C3,..., CN), o des paramètres relatifs au vol estimés, o de l’erreur de masse estimée, o des paramètres relatifs au vol mesurés, o des résidus générés dans la sous-étape (E22) d’estimation et o d’un coefficient de portance (CL) fourni à partir d’une modélisation embarquée alimentée par les paramètres relatifs au vol estimés et mesurés par lesdits capteurs (C1, C2, ..., CN).
14. Aéronef, caractérisé en ce qu’il comporte un dispositif de surveillance et d’estimation 1 de paramètres de vol d’un aéronef (AC), tel que celui spécifié sous l’une quelconque des revendications 11 à 13.