FR3129923A1 - Procédé de vérification de la puissance maximale disponible de différents organes d’une chaîne propulsive d’un aéronef. - Google Patents

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Pierre DARFEUIL
David LeMay
Jean-Philippe MARIN
Romain Thiriet
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Safran Helicopter Engines SAS
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Safran Helicopter Engines SAS
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    • B64D31/00—Power plant control systems; Arrangement of power plant control systems in aircraft
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Abstract

Procédé de vérification d’une puissance maximale disponible d’organes d’un système propulsif d’un aéronef comprenant au moins un premier organe dimensionné pour compenser une défaillance d’au moins un deuxième organe du système propulsif en fournissant une puissance maximale pour maintenir l’aéronef dans un domaine de fonctionnement de sécurité, le procédé comprenant les étapes suivantes pour chacun des premiers organes : mettre le premier organe à un régime sensiblement égal à un régime de puissance maximale ;ajuster une puissance fournie par le deuxième organe fonctionnant en synergie avec le premier organe de sorte que le premier organe et le deuxième organe contribuent à fournir la puissance nécessaire à l’aéronef pendant la phase de vol ;déterminer une puissance fournie par le premier organe mis au régime de puissance maximal ;déduire de la puissance déterminée une information relative à la puissance maximale disponible du premier organe. FIGURE DE L’ABREGE : Fig.3

Description

Procédé de vérification de la puissance maximale disponible de différents organes d’une chaîne propulsive d’un aéronef.
La présente invention concerne le système propulsif des aéronefs et plus particulièrement un procédé de vérification de la puissance maximale disponible d’organes d’une chaîne propulsive d’un aéronef.
ARRIERE PLAN DE L’INVENTION
Par exemple, un hélicoptère est un aéronef classiquement pourvu d’un rotor principal entraînant une voilure tournante afin d’assurer sa sustentation et sa propulsion. Afin d’entraîner en rotation le rotor principal, il est connu d’équiper l’hélicoptère d’un système propulsif redondé comportant deux turbomachines fonctionnant en parallèle. Chacune est conçue de manière surdimensionnée de manière à pouvoir fournir, en cas de panne de l’autre turbomachine, une puissance suffisante pour permettre à l’hélicoptère de poursuivre son vol et de se poser dans des conditions sûres.
Il n’est cependant pas possible de tester l’aéronef à un tel régime de fonctionnement appelé OEI(« One Engine Inoperative »ou à un moteur défaillant), dans la mesure où la turbomachine valide fournit une puissance bien supérieure à sa puissance nominale et s’en trouve par conséquent endommagée, de sorte qu’elle ne peut plus être utilisée sans une action de maintenance lourde.
Il a donc été nécessaire de développer des stratégies pour s’assurer de la disponibilité de la puissance maximale au régime OEI pour chacune des turbomachines.
Il a été envisagé d’effectuer au cours d’un vol commercial, par exemple toutes les 25 heures, une série de mesures de températures et de vitesses de rotation pour chacune des turbomachines de manière à déterminer si d’un point de vue thermodynamique, chacune des turbomachines aurait la capacité de fournir la puissance maximale au régime OEI. Ce contrôle, appelé EPC (« Engine Power Check »ou vérification de la puissance moteur), est complété par des opérations de maintenance spécifiques visant à détecter d’éventuelles pannes latentes de certains composants des turbomachines.
Toutefois, cette stratégie n’est pas totalement satisfaisante. En effet, le contrôle EPC est réalisé à un niveau de puissance significativement inférieur à la puissance nécessaire au décollage, ce qui accroit l’incertitude quant à la capacité des turbomachines à délivrer la puissance maximale au régime OEI. Qui plus est, les opérations de maintenance sont particulièrement délicates et compliquées à mettre en œuvre, et nécessitent notamment un outillage spécifique et un personnel qualifié sans lesquels les risques d’erreur de maintenance sont élevés.
Si le document FR-A-1752849 décrit un procédé permettant de palier aux problèmes décrits ci-dessus, il ne concerne que le cas où le système propulsif de l’aéronef comprend deux moteurs thermiques (tels que des turbomachines) fonctionnant en parallèles.
Or, parmi les aéronefs, on trouve par exemple des hélicoptères dits hybrides qui sont équipés d’un système propulsif comprenant un unique moteur thermique assisté lors de certaines phases de vol par un moteur électrique de type « brushless ». L’énergie nécessaire au fonctionnement du moteur électrique est apportée par un groupe auxiliaire de puissance (appelé aussi « Auxiliary Power Unit » ou « APU ») ou par un générateur électrique, qui peuvent eux aussi tomber en panne.
Il existe également des aéronefs équipés d’un système propulsif exclusivement électrique qui comprend un ou plusieurs moteurs électriques alimentés par au moins une batterie.
Il apparaît que l’enseignement du document FR-A-1752849 ne peut pas être appliqué directement à des aéronefs équipés d’un système propulsif ayant de multiples redondances d’organes (actifs ou passifs et en attente), comme cela peut être le cas des aéronefs à propulsion hybride (motorisation thermique et électrique) ou à propulsion exclusivement électrique.
OBJET DE L’INVENTION
L’invention a pour but de proposer une solution remédiant au moins en partie aux inconvénients précités.
A cet effet, on propose un procédé de vérification d’une puissance maximale disponible d’organes d’un système propulsif d’un aéronef comprenant au moins un premier organe dimensionné pour compenser une défaillance d’au moins un deuxième organe du système propulsif en fournissant une puissance maximale pour maintenir l’aéronef dans un domaine de fonctionnement de sécurité, le procédé comprenant les étapes suivantes pour chacun des premiers organes :
- mettre le premier organe à un régime sensiblement égal à un régime de puissance maximale ;
- ajuster une puissance fournie par le deuxième organe fonctionnant en synergie avec le premier organe de sorte que le premier organe et le deuxième organe contribuent à fournir la puissance nécessaire à l’aéronef pendant la phase de vol ;
- déterminer une puissance fournie par le premier organe mis au régime de puissance maximal ;
- déduire de la puissance déterminée une information relative à la puissance maximale disponible du premier organe.
Par puissance maximale, on entend la puissance maximale pour des conditions particulières de fonctionnement. Il existe ainsi plusieurs puissances maximales et par exemple la puissance maximale au décollage pour différentes températures et pressions, la puissance maximale en vol stationnaire hors effet de sol… Ainsi, un tel procédé présente l’avantage d’utiliser le régime de puissance maximale pour s’assurer que chacun des premiers organes peut délivrer la puissance maximale à chaque régime ou condition de fonctionnement cas pire, notamment aux régimes correspondant à des puissances particulièrement élevées comme au décollage, au régime OEI, au régime de stationnaire hors effet de sol… En effet, au régime de puissance maximale, le niveau de puissance est assez élevé pour limiter les incertitudes quant à la capacité de l’organe à atteindre le niveau de puissance attendu. Ainsi on s’assure que le vieillissement, des dégradations, des limitations, des défaillances ou des erreurs latentes des premières organes n’empêchent pas d’obtenir la pleine puissance si nécessaire.
Selon une caractéristique particulière, le procédé comprend en outre les étapes suivantes :
  • déterminer une puissance seuil correspondant à une puissance minimale à atteindre par le premier organe mis au régime de puissance maximale, et
  • comparer la puissance fournie par le premier organe à la puissance seuil.
Selon une autre caractéristique particulière, les premiers organes comprennent une source de puissance électrique, un organe de distribution de la puissance électrique fournie par la source de puissance électrique et un organe de transformation de la puissance fournie par l’organe de distribution.
De manière particulière, le procédé est automatiquement interrompu lorsqu’au moins l’une des conditions suivantes est remplie :
  • la puissance fournie par le premier organe mis au régime de puissance maximale est inférieure ou égale à une puissance seuil ;
  • un paramètre du premier organe mis au régime de puissance maximale est inférieur ou supérieur à un seuil prédéterminé ;
  • une panne est détectée sur le premier organe mis au régime de puissance maximale de décollage.
De manière particulière, le procédé comprend en outre l’étape de collecter des données des premiers organes pendant les autres étapes, et d’enrichir un modèle permettant une analyse prédictive de besoins d’actions de maintenance pour chacun desdits premiers organes.
L’invention concerne aussi un produit programme d’ordinateur comprenant des instructions pour l’exécution d’un tel procédé lorsque ce programme est exécuté par un processeur.
L’invention concerne également un dispositif de contrôle comprenant un calculateur configuré pour mettre en œuvre un tel procédé.
L’invention concerne en outre un ensemble comprenant au moins deux chaînes d’organes configurées pour fonctionner en synergie et fournir ensemble une puissance nécessaire à un aéronef pendant une phase de vol, l’ensemble étant caractérisé en ce qu’il comprend un tel dispositif de contrôle.
L’invention concerne aussi un aéronef comprenant au moins deux chaînes d’organes configurées pour fonctionner en synergie et fournir ensemble une puissance nécessaire à un aéronef pendant une phase de vol, l’aéronef étant caractérisé en ce qu’il comprend un calculateur configuré pour mettre en œuvre un tel procédé.
L’invention sera mieux comprise à la lumière de la description qui suit, laquelle est purement illustrative et non limitative, et doit être lue en regard des figures annexées parmi lesquelles :
la est une vue schématique d’un aéronef à propulsion hybride électrique ;
la est une vue représentant partiellement et schématiquement l’architecture de la propulsion hybride électrique de l’aéronef illustré à la ;
la illustre un procédé de vérification de la puissance maximale disponible de différents organes d’un aéronef selon un mode de réalisation de l’invention.

Claims (9)

  1. Procédé de vérification d’une puissance maximale disponible d’organes d’un système propulsif d’un aéronef (1) comprenant au moins un premier organe (M1.1, M2.1, D10, TG, BAT1) dimensionné pour compenser une défaillance d’au moins un deuxième organe du système propulsif (M1.2, M2.2, D20, TG, BAT2) en fournissant une puissance maximale pour maintenir l’aéronef dans un domaine de fonctionnement de sécurité, le procédé comprenant les étapes suivantes pour chacun des premiers organes :
    • mettre le premier organe à un régime sensiblement égal à un régime de puissance maximale (PM) ;
    • ajuster une puissance fournie par le deuxième organe fonctionnant en synergie avec le premier organe de sorte que le premier organe et le deuxième organe contribuent à fournir la puissance nécessaire à l’aéronef pendant la phase de vol ;
    • déterminer une puissance fournie par le premier organe mis au régime de puissance maximal ;
    • déduire de la puissance déterminée une information relative à la puissance maximale disponible du premier organe.
  2. Procédé selon la revendication 1, comprenant les étapes supplémentaires suivantes :
    • déterminer une puissance seuil (Ps) correspondant à une puissance minimale à atteindre par le premier organe mis au régime de puissance maximale (PM), et
    • comparer la puissance fournie par le premier organe à la puissance seuil (Ps).
  3. Procédé selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel les premiers organes comprennent une source de puissance électrique (TG, BAT1, BAT2), un organe de distribution (D10, D20) de la puissance électrique fournie par la source de puissance électrique et un organe de transformation (M1.1, M1.2, M2.1, M2.2) de la puissance fournie par l’organe de distribution.
  4. Procédé selon l’une quelconque des revendications précédentes, automatiquement interrompu lorsqu’au moins l’une des conditions suivantes est remplie :
    • la puissance fournie par le premier organe (M1.1, M1.2, M2.1, M2.2, D10, D20, TG, BAT1, BAT2) mis au régime de puissance maximale (PM) est inférieure ou égale à une puissance seuil (Ps),
    • un paramètre du premier organe mis au régime de puissance maximale (PM) est inférieur ou supérieur à un seuil prédéterminé (Vs, Ts, Tgs),
    • une panne est détectée sur le premier organe mis au régime de puissance maximale de décollage (PMD).
  5. Procédé selon l’une quelconque des revendications précédentes, comprenant en outre l’étape de collecter des données des premiers organes (M1.1, M2.1, D10, TG, BAT1) pendant les autres étapes, et d’enrichir un modèle permettant une analyse prédictive de besoins d’actions de maintenance pour chacun desdits premiers organes.
  6. Produit programme d’ordinateur comprenant des instructions pour l’exécution du procédé de selon l’une quelconque des revendications 1 à 5 lorsque ce programme est exécuté par un processeur.
  7. Dispositif de contrôle comprenant un calculateur (CAL) configuré pour mettre en œuvre le procédé selon l’une quelconque des revendications 1 à 5.
  8. Ensemble comprenant au moins deux chaînes d’organes configurées pour fonctionner en synergie et fournir ensemble une puissance nécessaire à un aéronef (1) pendant une phase de vol, l’aéronef étant caractérisé en ce qu’il comprend un dispositif de contrôle selon la revendication 7.
  9. Aéronef (1) comprenant au moins deux chaînes d’organes configurées pour fonctionner en synergie et fournir ensemble une puissance nécessaire à un aéronef pendant une phase de vol, l’aéronef étant caractérisé en ce qu’il comprend un calculateur (CAL) configuré pour mettre en œuvre le procédé selon la revendication 1.
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