FR2937953A1 - Procede et installation de detection et d'analyse des dommages subis par le fuselage d'un avion en stationnement. - Google Patents

Abstract

Le procédé de détection et d'analyse des dommages dus à des chocs, subis par le fuselage d'un avion en stationnement, autour de l'ouverture de l'une au moins des portes ou trappes d'accès au volume interne de l'avion, consiste : - à capter en plusieurs points répartis autour de l'ouverture, par des capteurs i, les vibrations acoustiques produites par un choc, et produire des signaux électriques représentatifs des vibrations acoustiques captées en ces divers points, - à numériser ces signaux, - à enregistrer ces signaux, - à filtrer chacun de ces signaux numérisés afin d'en éliminer les composantes hautes fréquences, - à diviser chaque signal en blocs temporels b, - à calculer pour chaque bloc temporel b l'énergie du signal PPL , - à comparer la valeur de l'énergie calculée PPL à une valeur de référence PPL , et si cette valeur calculée est supérieure à la valeur de référence, - à calculer pour chaque bloc la durée caractéristique ETD du signal représentatif du choc, l'énergie basse fréquence du choc LFE et l'énergie haute fréquence HFE , - à établir une fonction de proximité PF caractérisant pour chaque capteur i la corrélation entre le signal délivré et l'énergie du choc, et en calculer la valeur, - à classifier le choc selon deux catégories : choc dommageant et choc non dommageant, - et si le choc est dommageant à localiser et signaler ce dernier. L'invention a également pour objet une installation pour la mise en oeuvre du procédé selon l'invention.

Description

PROCEDE ET INSTALLATION DE DETECTION ET D'ANALYSE DES DOMMAGES SUBIS PAR LE FUSELAGE D'UN AVION EN STATIONNEMENT. Domaine technique La présente invention est du domaine des procédés et matériels utilisés pour la surveillance des structures d'un avion et a essentiellement pour objet la détection et l'analyse des dommages subis par le fuselage d'un avion autour des ouvertures que comporte ce dernier. État de la technique antérieure.

On sait que les avions de ligne en exploitation commerciale subissent au cours de leur vie un certain nombre d'opérations techniques de transbordement de passagers et de biens connues, dans le langage du métier, sous le terme de traitement . Plus précisément, ces opérations de transbordement sont relatives notamment à l'embarquement ou au débarquement des passagers, au ravitaillement en produits de consommation tels que nourritures, au ravitaillement en carburant et au chargement et déchargement des bagages en soute. Les parkings destinés au stationnement des avions pour ces opérations de transbordement se trouvent naturellement au contact de l'aérogare. La plupart du temps, un système de passerelles télescopiques et orientables permet aux passagers d'accéder directement aux portes de la cabine depuis l'aérogare, sans avoir à descendre sur le parking. Exceptionnellement, lorsque les parkings les plus proches sont saturés, les passagers transitent jusqu'à l'avion par bus ou minibus. Ils montent dans l'avion par un escalier mobile. Les parkings destinés aux opérations de maintenance des avions (inspection technique, entretien) sont plutôt situés aux abords des hangars dans une partie éloignée de l'aérogare (phase dite de parking ). Ces opérations mettent en oeuvre des moyens humains et matériels divers et variés, mis à disposition lors de l'escale de l'avion par les services aéroportuaires, principalement des véhicules et dispositifs mobiles qui peuvent venir endommager la structure mécanique du fuselage de l'avion suite à un incident. Ces véhicules ou dispositifs mobiles sont des passerelles, des escaliers, des chargeuses mobiles ou loaders et des camions de ravitaillement en plateaux repas. L'incident se traduit matériellement par un contact physique du véhicule avec le fuselage de l'avion tel que l'énergie du choc engendre une déformation permanente de la tôle du fuselage suffisante pour provoquer un dommage mécanique hors tolérance . Malgré la mise en place de dispositifs de protection sur les véhicules de piste, il arrive fréquemment que des parties saillantes en métal viennent directement au contact du fuselage de l'avion avec un risque fort d'endommagement de la tôle compte tenu de la masse très importante des véhicules (plusieurs tonnes). Il existe principalement deux situations d'incidents : la première est liée directement à la maîtrise des manoeuvres des véhicules de piste et au respect des procédures de sécurité autour de l'avion (facteur humain principalement en cause), la seconde est liée davantage à des conditions extérieures qui peuvent engendrer de brusques mouvements de l'avion pendant les opérations de traitement tels que rafales de vent ou l'effet du au chargement de l'avion tels que brusques mouvements verticaux. Ces chocs sont situés principalement autour des portes de l'avion telles que les portes d'accès passagers, les portes de service, les portes de soute et sont de diverses natures : rayure, enfoncement, déchirure, creux, fissure. Les différents types de dommages sont répertoriés dans le manuel technique de maintenance de l'avion afin que les techniciens des services de maintenance puissent le plus rapidement possible donner un avis sur la criticité du dommage vis-à-vis des critères de sécurité de vol. De plus, les services de maintenance de la compagnie aérienne peuvent tenir à jour un historique et une cartographie précise des dommages pour chaque avion de la flotte. La gravité de ces dommages peut dans certain cas affecter la sécurité du vol et immobiliser l'avion au sol si le dommage crée par l'incident est identifié durant l'inspection de pré-vol et déclaré comme hors tolérance par les services techniques de maintenance de la compagnie aérienne. Selon la criticité du dommage, ces services techniques peuvent soit donner l'autorisation de voler mais avec un avis de réparation lors de la prochaine visite de maintenance (impact faible sur le retard de l'avion en escale), soit ordonner une réparation sur site (impact fort sur le retard) soit faire appel à des services de maintenance externes et spécialisés pour réaliser la réparation (impact très fort sur le retard conduisant généralement à annuler le vol). D'autre part, un certain nombre d'incidents survenant au cours des escales d'un avion, conduisant à des dommages sur le fuselage, ne sont pas détectés au moment de l'incident mais beaucoup plus tard. Ces chocs endommageants qui ne font pas l'objet d'une déclaration immédiate des personnels au sol peuvent représenter un pourcentage non négligeable des dommages posent un problème de sécurité et d'identification des responsabilités.

On connaît de l'état de la technique divers procédés et moyens de surveillance d'une structure d'un avion. Ces moyens et procédé ont essentiellement pour objet la mesure du résultat d'un endommagement ainsi que la localisation de ce dernier. C'est ainsi que l'on connaît du brevet EP 1297331 un procédé et un moyen aptes à traiter des signaux ultra sonores se propageant dans la structure, ces signaux étant générés par des micros fissures consécutives d'un endommagement de la structure. D'autres procédés et dispositifs consistent à propager dans la structure des vibrations et analyser les signaux de retour pour détecter d'éventuels endommagements. En tout état de cause les procédés et moyens utilisés sont conçus pour détecter les conséquences d'un dommage et son évolution dans le temps, notamment pendant les phases de vol et non, en amont, pour signaler pendant la phase de traitement de l'avion, au personnel technique navigant ou au responsable zone avion, un dommage qui peut potentiellement compromettre la sécurité du vol.

Exposé de l'invention. La présente invention a pour objet de répondre à l'objectif visé et concerne la détection et l'analyse et le signalement des dommages subis par le fuselage lors des phases de traitement de l'avion. À cet effet le procédé selon l'invention se caractérise essentiellement en ce qu'il consiste : - à capter en plusieurs points répartis autour de l'ouverture, par des capteurs i, les vibrations mécaniques produites par un choc, et produire des signaux électriques représentatifs des vibrations mécaniques captées en ces divers points, - à numériser ces signaux, - à enregistrer ces signaux, - à filtrer chacun de ces signaux numérisés afin d'en éliminer les composantes hautes fréquences, - à diviser chaque signal en blocs temporels b, - à calculer pour chaque bloc temporel b l'énergie du signal PPLb, - à comparer la valeur de l'énergie calculée PPLb à une valeur de référence PPLtrig , et si cette valeur calculée est supérieure à la valeur de référence, - à calculer pour chaque bloc la durée caractéristique ETDb du signal représentatif du choc, l'énergie basse fréquence du choc LFEi et l'énergie haute fréquence HFEi, - à établir une fonction de proximité PFb,i caractérisant pour chaque capteur i la corrélation entre le signal délivré et l'énergie du choc, et en calculer la valeur, - à classifier le choc selon deux catégories choc dommageant et choc non dommageant, - et si le choc est dommageant à localiser et signaler ce dernier. Le procédé selon l'invention permet de détecter, analyser, localiser, enregistrer et dater tous types de chocs sur le fuselage environnant la porte d'un avion et principalement ceux pouvant potentiellement compromettre la sécurité du vol. La détection de ce choc doit ensuite permettre d'impliquer une décision quant à l'autorisation ou l'interdiction du vol après expertise d'un service de maintenance habilité vis-à-vis des procédures de sécurité aéronautique. En particulier, ce système n'est pas destiné à renseigner l'état de navigabilité de l'avion mais à fournir une aide au personnel navigant technique et/ou au responsable zone avion afin qu'ils puissent prendre en compte au plus tôt un problème lié au traitement de l'avion et qui impacterait la sécurité du vol. D'autre part, le système de détection de chocs par sa fonction d'enregistrement et de traçabilité des dommages permet à la compagnie aérienne de désigner un responsable. Ceci peut avoir un effet indirect sur la qualité du traitement de l'avion en escale par l'amélioration du comportement des agents de piste vis-à-vis des procédures de sécurité. Le procédé de détection de choc n'est pas destiné à mesurer le résultat de l'endommagement du fuselage au cours de la vie de l'avion mais la cause d'un dommage survenant au cours d'une opération de traitement de l'avion. Il ne fait pas appel aux méthodes du type émission acoustique ou émissions ultrasonore qui sont engendrées au sein même d'une structure sous l'effet d'une propagation de fissures dont le mécanisme est, pour tout matériau, une succession de micro-ruptures de liaison. Les phénomènes physiques mis en jeu dans ces problématiques sont de niveaux très faibles (les sources dont on parle sont de très petites tailles) et de fréquences très élevées, supérieures à plusieurs centaines de kilohertz. En revanche, le procédé selon l'invention permet d'identifier si cette cause est potentiellement de caractère à endommager le fuselage, c'est-à-dire la détection de l'agression externe qui est à la source du dommage et non pas de son évolution. L'amplitude des chocs qui sont détectés est la plupart du temps très élevée compte tenu de la masse très importante des véhicules de piste venant au contact de l'avion et donc de l'énergie mise en jeu. D'autre part, compte tenu de la faible vitesse des mouvements des véhicules de piste autour de l'avion, la majeure partie de l'énergie des chocs est contenue dans des fréquences qui ne dépassent pas quelques dizaines d'hertz. La phase active du système de détection de chocs concerne seulement la phase de l'avion au sol et à l'arrêt. Deux configurations sont concernées à savoir le traitement de l'avion en escale avec embarquement et débarquement de passagers et le parcage de l'avion par exemple, en attente la nuit ou en cours de maintenance technique. Le procédé selon l'invention n'est donc pas actif pendant les phases de vol de l'avion ni lors des phases de roulage. Selon une autre caractéristique du procédé selon l'invention, le filtrage du signal consiste à éliminer les composantes dont la fréquence est supérieure à 3000 Hz. De cette manière, des composantes parasites pouvant perturber le bon déroulement du procédé selon l'invention sont écartées. Selon une autre caractéristique du procédé selon l'invention, l'énergie du signal PPLb pour chaque bloc temporel b est établie en calculant l'amplitude 30 crête à crête de ce signal. Selon une autre caractéristique du procédé selon l'invention, pour le calcul de la durée ETDb du signal de choc sont écartées de ce signal les parties de signal dont la valeur de l'amplitude est inférieure à une fraction déterminée de la valeur de l'amplitude crête à crête. De préférence, selon une autre caractéristique du procédé selon l'invention, ladite fraction est égale à 1/5.

Selon une autre caractéristique du procédé selon l'invention, l'énergie haute fréquence HFE; et l'énergie basse fréquence LFE, sont déterminées par filtrage avec des fréquences de coupure de 2 Hz et 400 Hz pour ce qui concerne l'énergie basse fréquence et de 1 kHz et 3 kHz pour ce qui concerne l'énergie haute fréquence.

Selon une autre caractéristique de l'invention, le procédé en vue de l'établissement de la fonction de proximité, consiste à appliquer une normalisation des paramètres de durée de signal, d'énergie basse fréquence et d'énergie haute fréquence. Selon une autre caractéristique de l'invention la normalisation est telle que :

Log(PPLb,,) = log(PPLb,;)/max,(log(PPLb,,)) LFEb,; = LFEb,;/max,(LFEb,,) HFEb,; = HFEb,;/max,(HFEb,;) où maxi désigne le maximum sur l'ensemble des signaux issus du réseau de capteurs.

Selon une autre caractéristique du procédé selon l'invention, la fonction 25 de proximité est calculée telle que pour un capteur i et un bloc de signal b :

PFb,, = w1 x Log(PPLb,;) + w2 x LFEb,, + w3 x HFEb,;

où w1, w2, w3 sont des facteurs de pondération déterminés par l'expérience. Selon une autre caractéristique de l'invention, l'étape de classification du choc consiste en préalable à sélectionner le capteur auquel correspond la valeur maximale de fonction de proximité ainsi que ceux auxquels correspondent des 30 valeurs de fonction de proximité égales ou supérieures à la moitié de la valeur maximale. On définit ainsi un sous ensemble de capteurs pertinents dont les signaux et leurs caractéristiques seront pris en considération pour la classification du 5 choc. Selon une autre caractéristique du procédé selon l'invention, en vue de la classification du choc, est établie en préalable, une base de données répertoriant les signatures sous forme des paramètres Log(PPLb,I), LFEb,i, HFEb,;, de chocs dommageants et non dommageants produits lors de simulations 10 d'opérations de traitement sur des avions réels, cette base de données étant utilisée pour identifier les facteurs de pondérations w1, w2, w3 par une méthode d'apprentissage connue en soi. Afin de déterminer une classification automatique des chocs, est utilisée une approche probabiliste qui utilise une hypothèse sur la distribution des 15 paramètres (Log(PPLb,i), LFEb,i, HFEb,i), des signaux des chocs à classifier. La méthode de classification du choc est donc établie sur la base de deux classes : • Classe 0 dite de non dommage (choc considéré comme ne pouvant engendrer un dommage sur le fuselage) • Classe 1 dite de dommage (choc considéré comme pouvant 20 engendrer un dommage sur le fuselage) Cette classification fait par exemple appel au théorème de Bayes. Par exemple, on peut considérer que les paramètres de chacune des classes suivent une loi normale. Le problème qui se pose alors est de déterminer quels sont les paramètres de la loi (moyenne, variance) et à quelle classe les individus ont le 25 plus de chances d'appartenir. Les paramètres de cette loi seront préférentiellement déterminés en utilisant l'algorithme espérance-maximisation sur les observations expérimentales à savoir le contenu de la base de données préétablie. La loi de classification de Bayes consiste alors à définir une fonction des 30 paramètres (Log(PPLb,,), LFEb,i, HFEb,;), des signaux obtenus, pour chaque classe les fonctions sont g_o et g_,, en utilisant les propriétés statistiques de la base de données expérimentale des signaux de mesure, préalablement établie.

Cette définition permet de classer un bloc de signal b constituant le choc dans la classe 0 si g_o > g_1 et dans la classe 1 si g_0 < Ce classement est obtenu avec la plus petite probabilité de commettre une erreur. Cette classification est appliquée uniquement sur les capteurs pertinents.

Selon une autre caractéristique de l'invention, le procédé, en vue de la localisation du choc, consiste à définir autour de l'ouverture considérée un système de coordonnées sous forme d'un maillage définissant des cellules dont certaines contiennent les capteurs, à classer les capteurs par ordre décroissant de la valeur de la fonction de proximité PF;, à définir toutes les combinaisons possibles de deux capteurs et pour chaque combinaison de capteurs à mesurer l'éloignement de chaque cellule de l'un et l'autre capteurs et retenir cette cellule si elle est spatialement plus proche du capteur possédant la valeur de fonction de proximité la plus élevée et à répéter cette opération pour les autres combinaisons et seulement pour les cellules précédemment retenues.

Si à la fin de l'opération le nombre restant de cellule est égal ou supérieur à deux le procédé selon l'invention met en oeuvre une étape de localisation par calcul du barycentre. Les coordonnées du barycentre s'obtiennent en calculant la somme des valeurs des coordonnées de chaque cellule puis en la divisant par le nombre de cellules.

Ces dispositions permettent de déterminer avec une précision élevée la localisation du choc. Selon une autre caractéristique du procédé, le maillage définissant le système de coordonnées sus évoqué, est formé par les lisses et les couples du fuselage.

Selon une autre caractéristique de l'invention, le procédé, après l'étape de localisation, consiste à estimer l'amplitude du choc en comparant la valeur de l'énergie crête-à-crête du choc PPLb,; à un ou plusieurs niveaux de graduation. Ainsi, par exemple il est possible de comparer cette énergie à deux niveaux afin d'établir s'il s'agit d'un choc d'amplitude faible, d'amplitude moyenne ou d'amplitude élevée. La valeur des niveaux de graduation est déterminée expérimentalement. La présente invention est relative également à une installation pour la mise en oeuvre du procédé selon l'invention.

Cette installation est remarquable notamment en ce qu'elle comprend : - un réseau de capteurs du type piézo électrique installé autour de la dite ouverture sur la face interne du fuselage et apte à capter des vibrations mécaniques se propageant dans la structure du fuselage autour de l'ouverture et produire des signaux électriques représentatifs des vibrations mécaniques captées, - au moins une unité de traitement, connectée électriquement au réseau de capteurs et apte à assurer l'enregistrement des signaux électriques produits par les capteurs et assurer leurs traitements numériques afin de détecter un choc sur le fuselage autour de l'ouverture, de déterminer si ce choc est endommageant et si tel est le cas, de localiser ce dernier, - au moins une alarme locale située près de l'ouverture de la porte, connectée électriquement à l'unité de traitement et activée par cette dernière lorsque le choc est endommageant, - un concentrateur de données connecté électriquement à la ou à chaque unité de traitement, le dit concentrateur étant apte à collecter les données d'alarme en provenance de l'unité de traitement et les transmettre électriquement à un afficheur centralisé, - un afficheur centralisé destiné à être connecté électriquement au concentrateur de données, apte à afficher pour chaque ouverture un état d'alarme et si un choc endommageant est détecté, une information relative à la localisation du choc. Description sommaire des figures et des dessins. D'autres avantages, buts et caractéristiques de l'invention apparaîtront à la lecture de la description d'une forme préférée de réalisation, donnée à titre d'exemple non limitatif en se référant au dessin annexé montrant de manière schématique une installation selon l'invention. Meilleure manière de réaliser l'invention En figure 1 est représentée de manière schématique une installation selon l'invention associée à une ouverture 10 d'une porte pratiquée dans le fuselage d'un avion. Sur cette figure apparait en traits mixtes fins un maillage définissant des cellules dont certaines reçoivent des capteurs 1. Cette installation, autour de l'ouverture 10 de chaque porte d'accès au volume interne de l'avion, comprend un réseau de capteurs 1 connectés électriquement par des liaisons filaires à une unité de traitement 2 propre à ce réseau de capteur, elle-même connectée électriquement par une liaison filaire à un concentrateur 3 de données, distant, commun aux différentes unité de traitement 2, ce concentrateur étant connecté électriquement par une liaison filaire à un afficheur centralisé 4 prévu pour être installé par exemple dans le poste de pilotage ou dans tout autre endroit approprié. Chaque réseau de capteurs 1 se développe de part et d'autre de l'ouverture 10 de manière uniforme et comporte un nombre pair de capteurs. À titre d'exemple purement indicatif à chaque ouverture de porte pourra être associé huit capteurs au plus. De préférence le nombre de capteurs 1 est identique de chaque côté de la porte et l'éloignement de chaque capteur 1 du bord de l'ouverture est inférieur à 1,5 mètres. De plus les capteurs 1 sont régulièrement répartis dans le sens vertical, selon une ou plusieurs colonnes, pour chaque côté de l'ouverture.

Avantageusement, chaque capteur 1 est muni d'une céramique piézo électrique de type PZT (Titano-Zirconate de Plomb). Ces capteurs 1 peuvent être soit sensibles à la déformation mécanique du fuselage soit aux ondes vibratoires, les deux types de capteurs pouvant être utilisés. Chaque capteur 1 peut être fixé de manière permanente sur un support souple par lequel il sera apposé et fixé par collage sur la face interne du fuselage de l'avion. Ce support souple pourra être un film substrat en polyamide. Chaque capteur 1 comporte en outre un connecteur approprié par lequel il est connecté à l'unité de traitement 2 par une liaison filaire appropriée. On peut remarquer en figure 1 que chaque capteur est connecté à une entrée dédiée de l'unité de traitement 2. Ainsi chaque unité de traitement 2 comporte plusieurs entrées de signaux respectivement connectées aux capteurs du réseau associé. Les capteurs 1 du réseau seront alimentés en énergie électrique par l'unité de traitement 2.

Cette unité de traitement 2 à notamment pour but de permettre la détection et la signalisation d'un choc ayant une très forte probabilité d'endommager la structure du fuselage et dans tous les cas, la détection et la signalisation de ceux ayant conduit à la formation d'un impact visible sur le fuselage. Cette unité de traitement 2 est également apte à discriminer les signaux en provenance d'un choc endommageant de ceux provenant de chocs ou événements vibratoires liés au fonctionnement normal des opérations de traitement (déchargement/chargement des containers en soute, bruits d'organes mécaniques de l'avion, etc.). Chaque unité de traitement 2 est installée à proximité du réseau de capteurs 1 correspondant afin de réduire au maximum la longueur des liaisons électriques vers les capteurs de ce réseau. Chaque unité de traitement 2 est apte à mettre en oeuvre les fonctions du procédé précédemment décrit et comprend divers modules fonctionnels tels qu'un module de numérisation apte à convertir les signaux analogiques délivrés par les capteurs en signaux numériques, des modules de mémoire pour mémoriser ces derniers, des modules de filtres passe bas pour l'élimination des composantes hautes fréquences des signaux, des modules de fenêtrage pour diviser le signal en blocs temporels de 5 secondes chacun, des modules de filtre passe bande pour filtrer le signal et des modules de calcul connus en soi mettant en oeuvre des micro processeurs et moyens connexes. Ces modules de calcul ont pour but de déterminer si un choc subit par le fuselage peut l'endommager et dans ce cas le signaler, le localiser et émettre un signal d'alarme. À chaque unité de traitement 2 est associée une alarme locale située près de l'ouverture de la porte, cette alarme locale, connectée électriquement à la dite unité peut prendre la forme d'un témoin lumineux visible depuis le sol. Le concentrateur de données 3 est connecté via le réseau de communication de l'avion aux différentes unités de traitement 2 d'une part et à l'afficheur centralisé 4 d'autre part. En outre, le concentrateur de données 3 est connecté électriquement au réseau de transport de l'énergie électrique que possède l'avion pour recevoir de ce réseau l'énergie propre à son fonctionnement et pour distribuer de l'énergie électrique aux différentes unités de traitement 2 ainsi qu'à l'afficheur centralisé 4.

Ce concentrateur de données 3 est destiné à collecter l'ensemble des données d'alarme en provenance des unités de traitement des données 2, à dater ces informations et à les enregistrer dans une mémoire dédiée. II a également pour fonction de communiquer à l'afficheur centralisé 4, les informations d'alarme délivrées par les différentes unités de traitement 2, les acquitter et transmettre les informations d'historique des chocs. L'afficheur centralisé 4 est muni d'une interface utilisateur qui offre notamment les fonctionnalités suivantes : Etat du système de détection, Etat de défaut du système ou statut d'opérabilité, Etat de l'alarme pour chaque porte, Bouton d'acquittement de l'alarme pour chaque porte, Interface de communication pour le transfert des données de traçabilité des chocs pour chaque porte (historique des dommages, dates, heures et indentification de la porte) et pour le téléchargement des logiciels et paramètres dans chaque unité de traitement 2. II va de soi que la présente invention peut recevoir tous aménagements et variantes du domaine des équivalents techniques, sans pour autant sortir du 15 cadre de la présente invention.

Claims (1)

1. REVENDICATIONS1/ Procédé de détection et d'analyse des dommages dus à des chocs, subis par le fuselage d'un avion en stationnement, autour de l'ouverture de l'une au moins des portes ou trappes d'accès au volume interne de l'avion, caractérisé 5 en ce qu'il consiste : - à capter en plusieurs points répartis autour de l'ouverture, par des capteurs i, les vibrations acoustiques produites par un choc, et produire des signaux électriques représentatifs des vibrations acoustiques captées en ces divers points, 10 - à numériser ces signaux, - à enregistrer ces signaux, - à filtrer chacun de ces signaux numérisés afin d'en éliminer les composantes hautes fréquences, - à diviser chaque signal en blocs temporels b, 15 - à calculer pour chaque bloc temporel b l'énergie du signal PPLb, - à comparer la valeur de l'énergie calculée PPLb à une valeur de référence PPLtrig , et si cette valeur calculée est supérieure à la valeur de référence, - à calculer pour chaque bloc la durée caractéristique ETDb du signal représentatif du choc, l'énergie basse fréquence du choc LFEi et l'énergie haute 20 fréquence HFEi, - à établir une fonction de proximité PFb,i caractérisant pour chaque capteur i la corrélation entre le signal délivré et l'énergie du choc, et en calculer la valeur, - à classifier le choc selon deux catégories : choc dommageant et choc non dommageant, 25 - et si le choc est dommageant à localiser et signaler ce dernier. 2/ Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce que le filtrage du signal consiste à éliminer les composantes dont la fréquence est supérieure à 3000 Hz. 3/ Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce que l'énergie du 30 signal PPLb pour chaque bloc temporel b est établie en calculant l'amplitude crête à crête de ce signal. 4/ Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce que pour le calcul de la durée ETDb du signal de choc sont écartées de ce signal les parties designal dont la valeur de l'amplitude est inférieure à une fraction déterminée de la valeur de l'amplitude crête à crête. 5/ Procédé selon la revendication précédente, caractérisé en ce que la dite fraction est égale à 1/5. 6/ Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce que l'énergie haute fréquence HFE, et l'énergie basse fréquence LFE; sont déterminées par filtrage avec des fréquences de coupure de 2 Hz et 400 Hz pour ce qui concerne l'énergie basse fréquence et de 1 kHz et 3 kHz pour ce qui concerne l'énergie haute fréquence. 7/ Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce que en vue de l'établissement de la fonction de proximité il consiste à appliquer une normalisation des paramètres de durée de signal, d'énergie basse-fréquence et d'énergie haute fréquence. 8/ Procédé selon la revendication précédente, caractérisé en ce que la 15 normalisation est telle que : Log(PPLb,,) = log(PPLb,,)/max,(log(PPLb,;)) LFEb,; = LFEb,;/max;(LFEb,;) HFEb,, = HFEb,,/max,(HFEb,;) 20 où maxi désigne le maximum sur l'ensemble des signaux issus du réseau de capteurs. 9/ Procédé selon la revendication précédente caractérisée en ce que la fonction de proximité est calculée telle que pour un capteur i et un bloc de 25 signal b : PFb,, = w, x Log(PPLb,,) + w2 x LFEb,, + w3 x HFEb,, où w1, w2, w3 sont des facteurs de pondération déterminés par l'expérience. 10/ Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce que l'étape de classification du choc consiste en préalable à sélectionner le capteur auquel correspond la valeur maximale de fonction de proximité ainsi que ceux auxquels 30correspondent des valeurs de fonction de proximité égales ou supérieures à la moitié de la valeur maximale. 11/ Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce qu'en vue de la classification du choc est établie en préalable, une base de données répertoriant les signatures sous forme des paramètres Log(PPLb,I), LFEb,;, HFEb,;, de chocs dommageants et non dommageants produits lors de simulations d'opérations de traitement sur des avions réels. 12/ Procédé selon les revendications 9 et 11 prises ensemble caractérisée en ce que la base de données est utilisée pour identifier les facteurs 10 de pondérations w,, w2, w3 par une méthode d'apprentissage. 13/ Procédé selon la revendication 11 ou la revendication 12, caractérisée en ce qu'en vue de la classification du choc est utilisée une approche probabiliste faisant appel à la loi de BAYES. 14/ Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce qu'il consiste en 15 vue de la localisation du choc, à définir autour de l'ouverture considérée un système de coordonnées sous forme d'un maillage définissant des cellules dont certaines contiennent les capteurs, à classer les capteurs par ordre décroissant de la valeur de la fonction de proximité PF;, à définir toutes les combinaisons possibles de deux capteurs et pour chaque combinaison de capteurs à mesurer 20 l'éloignement de chaque cellule de l'un et l'autre capteurs et retenir cette cellule si elle est spatialement plus proche du capteur possédant la valeur de fonction de proximité la plus élevée et à répéter cette opération pour les autres combinaisons et seulement pour les cellules précédemment retenues. 15/ Procédé selon la revendication précédente caractérisé en ce qu'il 25 consiste en mettre en oeuvre une étape de localisation par calcul du barycentre. 16/ Procédé selon la revendication 14 ou la revendication 15, le maillage est formé par les lisses et les couples du fuselage. 17/ Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce qu'il consiste après l'étape de localisation à estimer l'amplitude du choc en comparant la 30 valeur de l'énergie crête-à-crête du choc PPLb,; à un ou plusieurs niveaux de graduation. 18/ Installation de détection et d'analyse des dommages subis par le fuselage d'un avion en stationnement, autour de l'ouverture (10) de l'une aumoins des portes ou trappe d'accès au volume interne de l'avion, pour la mise en oeuvre du procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisée en ce qu'elle comprend : - un réseau de capteurs (1) du type piézo électrique installé autour de la dite ouverture (10) sur la face interne du fuselage et apte à capter des vibrations mécaniques se propageant dans la structure du fuselage autour de l'ouverture et produire des signaux électriques représentatifs des vibrations mécaniques captées, - au moins une unité de traitement (2) connectée électriquement au réseau de capteurs (1) et apte à assurer l'enregistrement des signaux électriques produits par les capteurs (1) et assurer leurs traitements numérique afin de détecter un choc sur le fuselage autour de l'ouverture, de déterminer si ce choc est endommageant et si tel est le cas, de localiser ce dernier, - au moins une alarme locale située près de la porte, connectée électriquement 15 à l'unité de traitement (2) et activée par cette dernière lorsque le choc est endommageant, - un concentrateur (3) de données connecté électriquement à la ou à chaque unité de traitement (2) le dit concentrateur (3) étant apte à collecter les données d'alarme en provenance de l'unité de traitement (2) et les transmettre 20 électriquement à un afficheur centralisé (4), - un afficheur centralisé (4) destiné à être connecté électriquement au concentrateur (3) de données, apte à afficher pour chaque ouverture (10) un état d'alarme et si un choc endommageant est détecté, une information relative à la localisation du choc. 25 19/ Installation selon la revendication 18, caractérisée en ce que chaque réseau de capteurs (1) comprend un nombre pair de capteurs. 20/ Installation selon la revendication précédente, caractérisée en ce que les capteurs (1) de chaque réseau de capteurs sont régulièrement répartis autour de l'ouverture (10) associée. 30 21/ Installation selon l'une quelconque des revendications 18 à 20, caractérisée en ce que chaque capteur est du type PZT.