FR3065710A1 - Procede d'etalonnage par mesure de la rigidite de structures de support d'un modele comportant une structure principale et au moins une structure de support - Google Patents
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Abstract
L'invention porte sur un procédé d'étalonnage de la rigidité des structures de support (S1,S2,S3) d'un ensemble comportant une structure principale (NFA) et les structures de support (S1,S2,S3). Il comporte : • la modélisation par éléments finis, avec une rigidité théorique (ks1t, ks2t, ks3t) des structures de support, de l'ensemble dans des conditions de charges de support modérées, • le calcul de forces de réaction calculées (R1c,R2c, R3c) de chaque structure de support (S1,S2,S3), • la mesure de forces de réaction mesurées (R1m, R2m, R3m) correspondantes, • l'étalonnage de la rigidité de chaque structure de support (S1,S2,S3), par détermination d'une rigidité calculée (ks1c, ks2c ks3c) de chaque structure de support fondée sur la comparaison entre les forces de réaction calculées (R1c,R2c, R3c) et les forces de réaction mesurées (R1m, R2m, R3m). La modélisation et des mesures simples au cours d'une phase opérationnelle, dans laquelle les charges de support sont modérées, permettent ainsi l'étalonnage de la rigidité des structures de support. L'invention porte également sur un procédé associé de modélisation de l'ensemble, et sur un programme d'ordinateur correspondant.
Description
065 710
53671 ® RÉPUBLIQUE FRANÇAISE
INSTITUT NATIONAL DE LA PROPRIÉTÉ INDUSTRIELLE © N° de publication :
(à n’utiliser que pour les commandes de reproduction)
©) N° d’enregistrement national
COURBEVOIE © Int Cl8 : B 64 F5/40 (2017.01)
DEMANDE DE BREVET D'INVENTION
A1
| ©) Date de dépôt : 27.04.17. | (© Demandeur(s) : AIRBUS OPERATIONS Société par |
| (© Priorité : | actions simplifiée — FR. |
| @ Inventeur(s) : TAS IC ΜI LAN. | |
| ©) Date de mise à la disposition du public de la | |
| demande : 02.11.18 Bulletin 18/44. | |
| ©) Liste des documents cités dans le rapport de | |
| recherche préliminaire : Se reporter à la fin du | |
| présent fascicule | |
| (© Références à d’autres documents nationaux | ® Titulaire(s) : AIRBUS OPERATIONS Société par |
| apparentés : | actions simplifiée. |
| ©) Demande(s) d’extension : | (© Mandataire(s) : SANTARELLI. |
PROCEDE D'ETALONNAGE PAR MESURE DE LA RIGIDITE DE STRUCTURES DE SUPPORT D'UN MODELE COMPORTANT UNE STRUCTURE PRINCIPALE ET AU MOINS UNE STRUCTURE DE SUPPORT.
FR 3 065 710 - A1
L'invention porte sur un procédé d'étalonnage de la rigidité des structures de support (S1,S2,S3) d'un ensemble comportant une structure principale (NFA) et les structures de support (S1,S2,S3). Il comporte:
la modélisation par éléments finis, avec une rigidité théorique (ks1t, ks2t, ks3t) des structures de support, de l'ensemble dans des conditions de charges de support modérées, le calcul de forces de réaction calculées (R1c,R2c, R3c) de chaque structure de support (S1 ,S2,S3), la mesure de forces de réaction mesurées (R-|m, R2m, R3m) correspondantes, l'étalonnage de la rigidité de chaque structure de support (S1,S2,S3), par détermination d'une rigidité calculée (ks1c, ks2c kç3c) de chaque structure de support fondée sur la comparaison entre les forces de réaction calculées (R1c,R2c, FÎ3c) et les forces de réaction mesurées (R1m, R2m- R3m)·
La modélisation et des mesures simples au cours d'une phase opérationnelle, dans laquelle les charges de support sont modérées, permettent ainsi l'étalonnage de la rigidité des structures de support.
L'invention porte également sur un procédé associé de modélisation de l'ensemble, et sur un programme d'ordinateur correspondant.
La présente invention concerne le domaine de la modélisation des structures, et en particulier de la détermination de la rigidité d’une structure de support. Elle s’applique à l’étalonnage de la rigidité des structures de support d’un ensemble comportant une structure principale et lesdites structures de support. L’invention s’applique en particulier dans le cadre d’une modélisation par éléments finis.
L’étalonnage (également appelé calibration par anglicisme) de la rigidité d’une structure de support correspond à la détermination d’une valeur corrigée et fiable de la rigidité de cette structure.
L’invention trouve une application préférentielle dans l’étayage des aéronefs au cours de leur fabrication, leur « moulage » (transformation structurelle lors de la fabrication), ou de leur maintenance, application au travers de laquelle elle est décrite ci-après.
Lors de la fabrication ou de la maintenance d’un aéronef, ce dernier est maintenu étayé par un ensemble de structures de support. Par exemple, l’aéronef est supporté par un ensemble de chandelles, et/ou de berceaux. Ainsi, chaque structure de support peut comporter une chandelle portant un moyen de fixation à la structure de l’aéronef en un point de support prédéfini, ou un berceau adapté à accueillir l’aéronef en une zone de support prédéfinie.
L’étayage de l’aéronef doit garantir que le niveau de contraintes généré d’une part au niveau des zones de support de l’aéronef, et d’autre part dans la structure de l’aéronef soit le plus bas possible.
Pour cela, le nombre de structures de support employées et leur position respective vis-à-vis de l’aéronef sont définis lors de la conception de l’aéronef.
Ainsi, lors de la fabrication (ou de la maintenance) d’un aéronef, une détermination précise des charges liées au support ou charges de support est importante afin d'éviter de coûteuses réparations en cas de dommages de l’aéronef ou des supports, des retards et des blocages de la ligne d'assemblage, ou la génération de contraintes dans la structure finie.
En outre, une bonne corrélation entre les charges prédites et mesurées permet de valider la modélisation de la charge liée au support et peut être utilisée comme un moyen complémentaire dans le cadre de la certification de la structure.
Néanmoins, l’obtention d’une bonne corrélation entre les charges prédites et mesurées est compliquée par les nombreux paramètres et incertitudes entrant en considération. Notamment, il existe des incertitudes quant aux masses, aux rigidités, aux mesures et des incertitudes induites lors du procédé de fabrication de l’aéronef (incertitudes dimensionnelles, non reproductibilité du procédé, etc.).
Les charges de support, générées du fait de l’étayage de la structure principale par une structure de support, sont principalement affectées par la rigidité des chandelles et des berceaux. Or, cette rigidité est difficile à prédire en raison de la configuration des éléments de la structure de support.
En effet, les chandelles et les berceaux comportent généralement de grands éléments en acier extrêmement rigides, également des pièces moins rigides permettant d’ajuster leur hauteur de support, ainsi que des pièces non métalliques et des espaces entre les éléments constitutifs qui provoquent des réactions non linéaires de la structure. Des méthodes d'étalonnage dans le cadre d’une modélisation par éléments finis sont connues, mais elles requièrent l'installation de jauges de contrainte et l'étalonnage de la modélisation par éléments finis en comparant la différence entre la contrainte prédite et la contrainte mesurée. Par exemple, le document FR2935133 décrit la mise en oeuvre de jauges de contraintes dans le cadre du support ou étayage d’un aéronef pour sa maintenance.
L’invention vise à proposer un procédé d’étalonnage de la rigidité d’au moins une structure de support ne présentant pas les inconvénients précités.
Ainsi, l’invention porte sur un procédé d’étalonnage de la rigidité de chaque structure de support d’un ensemble comportant une structure principale et au moins une structure de support de la structure principale. Le procédé comporte :
• la modélisation par éléments finis, avec une rigidité théorique des structures de support, de l’ensemble dans des conditions de charges de support dites modérées dans lesquelles l’ensemble est soumis à des charges de support insusceptibles de l’endommager, • le calcul de forces de réaction calculées de chaque structure de support (S1 ,S2,S3) dans les conditions de charges de support modérées, • la mesure de forces de réaction mesurées correspondantes de chaque structure de support dans les conditions de charges de support modérées, • l’étalonnage de la rigidité de chaque structure de support, par détermination d’une rigidité calculée de chaque structure de support fondée sur la comparaison entre les forces de réaction calculées et les forces de réaction mesurées.
Les conditions de charges de support modérées correspondent par exemple à l’état dans lequel la structure principale, par exemple un aéronef non-volant, est étayée, avant réalisation d’opérations (de montage, de transformation, ou de maintenance) qui vont augmenter les charges de support à un niveau potentiellement critique. Ainsi, une modélisation et des mesures simples réalisées au cours d’une première phase opérationnelle, dans laquelle le niveau des charges de support est de manière évidente insuffisant pour être problématique, permettent l’étalonnage de la rigidité de la ou des structures de support.
Dans un tel procédé, la modélisation de l’ensemble dans des conditions de charges modérées peut comporter :
• la détermination d’une matrice de rigidité condensée de la structure principale ;
• la détermination d’une matrice de rigidité de chaque structure de support ;
• la détermination d’une matrice de rigidité étendue par assemblage de la matrice de rigidité condensée de la structure principale et des matrices de rigidité de chaque structure de support.
La matrice de rigidité condensée de la structure principale et les matrices de rigidité de chaque structure de support peuvent être assemblées par méthode directe de rigidité.
La matrice de rigidité étendue de l’ensemble peut être contrainte selon une méthode de pénalité appliquée aux degrés de liberté contraints.
Dans le procédé, des forces de réaction peuvent être calculées en des nœuds retenus, et mesurées aux mêmes nœuds retenus, et la rigidité calculée de chaque structure de support peut alors être déterminée par une méthode fondée sur la comparaison entre les forces de réaction calculées et les forces de réaction mesurées auxdits nœuds retenus.
Dans le procédé, la méthode fondée sur la comparaison entre les forces de réaction calculées et les forces de réaction mesurées peut par exemple mettre en œuvre une minimisation de la différence entre lesdites forces de réaction calculées et forces de réaction mesurées par la méthode des moindres carrés.
L’invention porte également sur un procédé de modélisation de l’ensemble comportant la structure principale (NFA) et l’au moins une structure de support, comportant la mise en œuvre d’un procédé d’étalonnage tel que précédemment décrit, et la correction de la modélisation de l’ensemble en y appliquant les rigidités calculées de chaque structure de support.
La rigidité étalonnée en conditions réelles permet ainsi une modélisation fiable de l’ensemble dans toutes les conditions subséquemment envisageables. Notamment, cette modélisation permet la validation des structures de support dans les conditions de charges de support de l’ensemble maximales, ou au moins dans des conditions de charges supérieures aux charges de support modérées qui sont atteintes lors d’opérations menées sur la structure principale.
Ce procédé de modélisation peut comporter une étape subséquente d’application de la modélisation corrigée dans des conditions dans lesquelles l’ensemble est soumis à une charge de support dite critique, supérieure à la charge de support modérée.
Dans un procédé d’étalonnage ou un procédé de modélisation tel que précédemment défini, la structure principale peut comporter une partie d’aéronef et chaque structure de support peut comporter une chandelle.
L’invention porte enfin sur un programme d’ordinateur comprenant des instructions pour la mise en oeuvre d’un procédé d’étalonnage ou d’un procédé de modélisation tel que précédemment défini, lorsqu’il est chargé et exécuté par un microprocesseur.
D'autres particularités et avantages de l'invention apparaîtront encore dans la description ci-après.
Aux dessins annexés, donnés à titre d'exemples non limitatifs :
- la figure 1 représente, selon une vue schématique de la modélisation qui en est faite, un ensemble comportant une structure principale et des structures de support auxquelles sont appliquées un procédé d’étalonnage de la rigidité selon un mode de réalisation de l’invention dans une configuration de charges de support modérée;
- la figure 2 représente, selon une vue analogue à celle de la figure 1, le modèle correspondant à l’ensemble de la figure 1 après application du procédé d’étalonnage dans une configuration de charges de support modérée;
- la figure 3 représente, selon une vue analogue à celles des figures 1 et 2, l’ensemble de la figure 1, après transformation de la structure principale, dans une configuration de charges de support critiques.
L’exemple choisi pour illustrer l’invention concerne la fabrication, sur la base d’un aéronef commercial en cours de fabrication, d’un aéronef cargo pour le transport d’éléments volumineux, tels que des ensembles constitutifs d’aéronefs par exemple (portion de fuselage, voilure, etc.). Pour cette fabrication, on assemble une partie avant, médiane et arrière d’un fuselage ainsi que les ailes, afin d’obtenir un aéronef dit non-volant supporté par des étais qui forment des structures de support (situation modélisée à la figure 1) avant de « modeler », c’est-à-dire de le transformer, sur les structures de support, pour obtenir l’avion-cargo (situation modélisée à la figure 3).
La figure 1 illustre ainsi un ensemble sur lequel est appliqué un procédé conforme à un mode de réalisation de l’invention, comportant un aéronef non-volant (ou une portion d’aéronef), en tant que structure principale N FA de l’ensemble. La structure principale est ici référencée « N FA » en référence à l’acronyme anglophone « Non Flying Aircraft », car ladite structure principale NFA correspond dans l’exemple représenté à un aéronef non-volant. Un maillage a été appliqué à la structure principale 1 pour sa modélisation par éléments finis.
Dans l’exemple représenté, la structure principale repose sur trois structures de support, à savoir une première structure de support S1, une deuxième structure de support S2 et une troisième structure de support S3.
Chaque structure de support S1,S2,S3 peut correspondre, par exemple, à une chandelle comportant un moyen de fixation à la structure principale, à une chandelle portant un berceau pour la réception de la structure principale, ou encore à un ensemble de chandelles (par exemple au nombre de deux) positionnées longitudinalement dans le même plan et comportant un moyen de fixation à la structure principale ou un berceau pour sa réception.
Chaque structure de support S1,S2,S3 est modélisé par un élément déformable, compressible, ayant une certaine rigidité dans sa direction d’extension, et est ainsi mécaniquement assimilable à un ressort présentant une certaine rigidité en traction/compression.
Chaque élément représentant une structure de support est lié d’une part à la structure principale NFA, et d’autre part à une référence fixe indéformable B1,B2,B3. Ainsi, cette modélisation prend en compte, dans la rigidité de l’élément, la rigidité de la structure de support mais également les déformations éventuelles du sol sur lequel elle est en appui. Néanmoins, et au vu de l’influence respective de la structure de support elle-même et du sol, on parle de détermination de la structure de support, en englobant dans cette notion la rigidité du sol.
Ainsi, la première structure de support S1 présente, dans le modèle de la figure 1, une rigidité théorique ksit prédéfinie en fonction des caractéristiques supposées de ladite première structure de support S1. De manière similaire, la deuxième structure de support S2 a une rigidité théorique kS2t ; et la troisième structure de support S3 a une rigidité théorique kS3tPour une première phase d’opérations, correspondant typiquement à la situation représentée à la figure 1, et dans laquelle on sait que les charges de support ne sont pas susceptibles d’être problématiques (c’est-à-dire entraîner des dégâts dans la structure principale, ou des contraintes résiduelles dans ladite structure principale), on calcule la réaction théorique (Ric, R2c, R3C) de chaque structure de support selon la modélisation de ladite première phase d’opérations.
Lors de sa réalisation effective de ladite première phase d’opération, on mesure la réaction de chaque structure de support. La réaction mesurée (Rim,R2m,R3m) est comparée à la réaction théorique (Ric, R2c, R3J correspondante. Cela permet in fine l’étalonnage de la rigidité de chaque structure de support S1 ,S2,S3.
Un exemple de calculs pouvant être mis en oeuvre à cette fin est détaillé ci-après.
Dans les matrices présentées ci-dessous les noeuds 1 à 3 correspondent aux interfaces entre les structures de support et la structure principale, et les noeuds 4 à 6 correspondent aux liaisons des supports à une référence fixe indéformable B1,B2,B3.
La rigidité de la structure principale NFA peut être exprimée, de manière connue, par une matrice de rigidité condensée :
Knfa - 2
La rigidité d’une structure de support i (dans l’exemple représenté i=1,2 ou 3) peut être exprimée par la matrice de rigidité :
si i+3
- k
SI
K, support ' i+3
- ki k,
Ces matrices peuvent être assemblées selon une méthode de rigidité directe (ou « direct stiffness method » selon l’expression anglophone plus couramment employée), de sorte à obtenir une matrice de rigidité étendue :
KNFA_Expanded ~
| 1 | 2 | 3 | 4 | 5 | 6 | |
| 1 | ki+ki | ki | ki | -ki | ||
| 2 | ki | ki+ki | ki | ~ki | ||
| 3 | ki | ki | ki+ki | -ki | ||
| 4 | -ki | ki | ||||
| 5 | ~ki | ki | ||||
| 6 | ~ki | ki |
La matrice étendue est ensuite contrainte selon une méthode de pénalité.
Par exemple, une pénalité H est calculée comme correspondant à 108 fois la moyenne de la diagonale de KNFA_Expanded· La pénalité H est ajoutée aux degrés de liberté contraints, afin d’obtenir la matrice étendue pénalisée :
KNFA_Expanded_P ~
| kn + ksl ^21 ^31 | k12 k22 + ks2 k32 | k13 k23 k33 7 ks3 | ~ksl | ~ks2 | ~ks3 |
| ~ksl | ksl+H | ||||
| ~ks2 | ks2+H | ||||
| ~ks3 | kS3+H |
Ensuite, les déplacements r sont calculés selon la formule :
Γ = KNFA_Expanded_P 1 * F dans laquelle F correspond aux charges externes.
Cela permet le calcul des forces de réaction R aux nœuds retenus i par la formule :
Ric = H * η dans laquelle η correspond aux déplacements au nœud retenu i.
Cela permet de comparer les forces de réaction calculées Ric, c’està-dire dans l’exemple ici représenté R-|C, R2c, R3c aux forces de réaction correspondantes mesurées Rim dans la situation de charges de support modérées, à savoir Rim,R2m,R3m·
En particulier, on peut utiliser une méthode des moindres carrés dans le but de minimiser le carré de la différence entre les réactions calculées et mesurées. Ainsi, on minimise l’erreur :
ERR = (Ric - Rim)2 en faisant varier la rigidité des structures de support dans les calculs précédents.
Ce faisant, on aboutit au modèle présenté à la figure 2. La figure 2 représente, selon une vue analogue à celle de la figure 1, l’ensemble de la figure 1 après application du procédé d’étalonnage. La structure principale NFA y est modélisée par éléments finis selon le maillage adopté à la figure 1, et est étayée par les trois structures de support S1,S2,S3, auxquelles sont affectées respectivement les rigidités calculées ksic, kS2c et ks3c qui aboutissent à des forces de réaction calculées Ric.R2c.R3c identiques aux forces de réaction mesurées Rim.R2m.R3m correspondantes (ou presque identiques, selon la minimisation de l’erreur ERR à laquelle les étapes précédemment décrites ont pu aboutir).
Le modèle est ainsi étalonné pour ce qui concerne la rigidité des structures de support, et peut être employé pour modéliser les charges de support et leurs conséquences dans toutes les conditions applicables à l’ensemble modélisé, qui seront rencontrées lors d’opérations subséquentes sur l’ensemble.
Notamment, on a représenté à la figure 3 le modèle de la figure 2 dans une configuration de charges de support maximales. Cela correspond par exemple à la configuration après modification de la structure principale NFA pour obtenir un avion-cargo. Ainsi, la structure principale et la modélisation qui en est faite ont évolué. La structure principale transformée FA correspond à un aéronef cargo après transformation de la structure principale NFA modélisée aux figures 1 et 2. Un maillage est appliqué à la structure principale transformée FA pour sa modélisation par éléments finis. La structure principale transformée FA est étayée par les trois structures de support S1, S2 et S3, auxquelles sont appliquées la rigidité correspondante telle que précédemment étalonnée, à savoir respectivement ksic, ks2c et kS3C.
Le modèle représenté à la figure 3 permet ainsi en particulier de calculer les charges de support et leurs conséquences, notamment les contraintes générées dans la structure principale (initiale ou transformée), dans les conditions de charges de support dites critiques, correspondant par exemple aux charges maximales lors des opérations de fabrication, modelage ou transformation de la structure principale.
L’invention propose ainsi un procédé d’étalonnage en conditions réelles de la rigidité d’une ou plusieurs structures de support, permettant la modélisation par éléments finis d’un ensemble comportant une structure principale étayée par les structures de support. L’étalonnage, dans des conditions que l’on sait ne pas être critiques pour ce qui concerne les charges de support générées, permet l’obtention d’un modèle fiable de manière simple, sûre, et rapide en ce qu’elle évite la multiplicité des itérations pour aboutir au modèle.
L’invention a été décrite dans l’exemple de la transformation d’un aéronef commercial en aéronef cargo, c’est-à-dire dans le cadre d’une application du procédé au cours de la transformation de l’aéronef, mais est applicable à d’autres situations. Par exemple, le procédé d’étalonnage peut être employé dans le cadre de la certification des structures de support. Le procédé d’étalonnage peut être appliqué de manière générale à tout outil qui met en œuvre la rigidité d’une structure de support (outils de levage, attelage, etc.).
Claims (10)
- REVENDICATIONS1. Procédé d’étalonnage de la rigidité de chaque structure de support (51.52.53) d’un ensemble comportant une structure principale (NFA) et au moins une structure de support (S1,S2,S3) de la structure principale (NFA), ledit procédé comportant :• la modélisation par éléments finis, avec une rigidité théorique (ksit, kS2t, ks3t) des structures de support, de l’ensemble dans des conditions de charges de support dites modérées dans lesquelles l’ensemble est soumis à des charges de support insusceptibles de l’endommager, • le calcul de forces de réaction calculées (Ric,R2c,R3c) de chaque structure de support (S1,S2,S3) dans les conditions de charges de support modérées, • la mesure de forces de réaction mesurées (Rim,R2m,R3m) correspondantes de chaque structure de support (S1,S2,S3) dans les conditions de charges de support modérées, et • l’étalonnage de la rigidité de chaque structure de support (51.52.53) , par détermination d’une rigidité calculée (ksic,kS2c ks3c) de chaque structure de support fondée sur la comparaison entre les forces de réaction calculées (Ric.R2c.R3c) et les forces de réaction mesurées (Rim,R2m,R3m)·
- 2. Procédé selon la revendication 1 dans lequel la modélisation de l’ensemble dans des conditions de charges modérées comporte :• la détermination d’une matrice de rigidité condensée de la structure principale (NFA) ;• la détermination d’une matrice de rigidité de chaque structure de support (S1,S2,S3) ;• la détermination d’une matrice de rigidité étendue par assemblage de la matrice de rigidité condensée de la structure principale (NFA) et des matrices de rigidité de chaque structure de support (S1 ,S2,S3).
- 3. Procédé selon la revendication 2, dans laquelle la matrice de rigidité condensée de la structure principale (NFA) et les matrices de rigidité de chaque structure de support (S1,S2,S3) sont assemblées par méthode directe de rigidité.
- 4. Procédé selon la revendication 2 ou la revendication 3, dans lequel la matrice de rigidité étendue de l’ensemble est contrainte selon une méthode de pénalité appliquée aux degrés de liberté contraints.
- 5. Procédé selon l’une des revendications précédentes dans lequel des forces de réaction sont calculées en des nœuds retenus, et mesurées aux mêmes nœuds retenus, et la rigidité calculée (ksic,kS2c,ks3c) de chaque structure de support (S1,S2,S3) est déterminée par une méthode fondée sur la comparaison entre les forces de réaction calculées (Ric.R2c.R3c) et les forces de réaction mesurées (Rim.R2m.R3m) auxdits nœuds retenus.
- 6. Procédé selon l’une des revendications précédentes, dans lequel la méthode fondée sur la comparaison entre les forces de réaction calculées (Ric.R2c.R3c) et les forces de réaction mesurées (Rim.R2m.R3m) met en œuvre une minimisation de la différence entre lesdites forces de réaction calculées (Ric.R2c.R3c) et forces de réaction mesurées (Rim.R2m.R3m) par la méthode des moindres carrés.
- 7. Procédé de modélisation de l’ensemble comportant la structure principale (NFA) et l’au moins une structure de support (S1.S2,S3), comportant • la mise en œuvre d’un procédé d’étalonnage selon l’une des revendications 1 à 6, et • la correction de la modélisation de l’ensemble en y appliquant les rigidités calculées (ksic, kS2c. ks3c) de chaque structure de support (S1,S2,S3).
- 8. Procédé selon la revendication 7, comportant une étape subséquente d’application de la modélisation corrigée dans des conditions dans lesquelles l’ensemble est soumis à une charge de support dite critique, supérieure à la charge de support modérée.
- 9. Procédé d’étalonnage selon l’une des revendications 1 à 6 ou 5 procédé de modélisation selon la revendication 7 ou la revendication 8, dans lequel la structure principale (NFA) comporte une partie d’aéronef et chaque structure de support (S1 ,S2,S3) comporte une chandelle.
- 10. Programme d’ordinateur comprenant des instructions pour la 10 mise en oeuvre d’un procédé d’étalonnage selon l’une des revendications 1 à 6 ou d’un procédé de modélisation selon la revendication 7, lorsqu’il est chargé et exécuté par un microprocesseur.
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