Brevet FR2956380A1 — publié le 20110819

Arrière-plan de l'invention L'invention concerne la protection contre des anomalies de commande de poussée de moteur d'avion ou TCM ("Thrust Control Malfunction"). La protection contre les TCM est une fonctionnalité qui est maintenant imposée par des avionneurs ou des autorités de sécurité aérienne. Elle est généralement activée seulement lors de certaines phases de vol, en particulier au décollage, afin d'éviter notamment une dissymétrie de poussée entre deux moteurs. Elle peut se traduire par la coupure d'un moteur qui n'a par exemple pas répondu à un ordre de réduction de poussée par action sur la manette des gaz. Cette fonction de protection est habituellement intégrée au calculateur de régulation du moteur ou unité de régulation moteur ECU ("Engine Control Unit"). L'ECU est alors agencée pour détecter une TCM en fonction de différents paramètres : position de la manette des gaz, régimes réels et de consigne du moteur, ... et pour agir en réponse à une telle détection si la phase de vol en cours l'autorise. On pourra se référer aux documents US 2003/0056494, US 6 704 630 et US 2009/0240386. Une telle intégration complète de la fonction de protection TCM dans l'ECU présente des inconvénients : exposition à des modes de défaillance communs (vibrations, chaleur) et accroissement de la taille du boîtier de l'ECU par la présence de module d'alimentation, paroi coupe-feu et cartes de traitement spécifiquement dédiées à cette fonction. Or, plus l'encombrement du boîtier est important, plus son intégration dans l'ensemble propulsif est difficile, notamment dans le cas de moteurs de taille relativement petite. Objet et résumé de l'invention L'invention a pour but d'éviter de tels inconvénients et propose à cet effet un procédé de protection contre des anomalies de commande de poussée de moteur d'avion équipé d'une unité de régulation moteur apte à générer une information d'anomalie en réponse à la détection d'une anomalie de commande de poussée du moteur et d'une unité électronique de protection survitesse distincte de l'unité de régulation moteur et agencée pour commander une coupure au moins partielle de l'alimentation du moteur en carburant par émission d'un signal de coupure en réponse à une détection de survitesse. procédé selon lequel l'information d'anomalie est transmise par l'unité de régulation moteur à l'unité électronique de protection survitesse et une action éventuelle sur le moteur en cas de détection d'anomalie de commande de poussée est réalisée par émission du signal de coupure par l'unité électronique de protection survitesse, de la même manière qu'en cas de détection de survitesse. Avantageusement, un signal de coupure est émis par l'unité électronique de protection survitesse en réponse à la réception à la fois de l'information d'anomalie et d'une information d'autorisation d'activation de la protection contre les anomalies de commande de poussée. Le signal d'autorisation peut être reçu par l'unité de protection survitesse d'un système de traitement d'information à bord de l'avion soit directement, soit via l'unité de régulation moteur. Dans ce dernier cas, l'information d'anomalie et l'information d'autorisation peuvent être transmises sous forme numérique sur un bus auquel l'unité de régulation moteur et l'unité électronique de protection survitesse sont reliées. Selon un autre aspect, l'invention a pour objet un dispositif de protection contre des anomalies de commande de poussée de moteur d'avion comprenant une unité de régulation moteur apte à émettre une information d'anomalie en cas de détection d'anomalie de commande de poussée, le moteur étant en outre équipé d'une unité électronique de protection survitesse distincte de l'unité de régulation moteur et agencée pour commander une coupure au moins partielle de l'alimentation du moteur en carburant par émission d'un signal de coupure en réponse à une détection de survitesse, le dispositif de protection comprenant en outre l'unité électronique de protection survitesse qui est reliée à l'unité de régulation moteur pour recevoir l'information d'anomalie et qui est agencée pour pouvoir émettre également le signal de coupure en réponse à la réception de l'information d'anomalie. Avantageusement, l'unité électronique de protection survitesse est agencée pour émettre le signal de coupure en réponse à la réception à la fois de l'information d'anomalie et d'une information d'autorisation d'activation de la protection contre les anomalies de commande de poussée. Selon un mode de réalisation, l'unité électronique de protection survitesse a une première entrée reliée à l'unité de régulation moteur pour recevoir l'information d'anomalie et une deuxième entrée pour recevoir l'information d'autorisation à partir d'un système de traitement d'information à bord de l'avion. Selon un autre mode de réalisation, l'unité de régulation moteur est agencée pour recevoir l'information d'autorisation à partir d'un système de traitement d'information à bord de l'avion et l'unité électronique de protection survitesse est reliée à l'unité de régulation moteur pour recevoir l'information d'anomalie et l'information d'autorisation transmises par l'unité de régulation moteur. L'invention vise encore un ensemble propulsif pour avion comprenant un moteur de propulsion équipé d'un dispositif de protection tel que défini ci-avant. L'invention est remarquable en ce que la fonction de protection TCM utilise l'unité électronique existante de protection survitesse distincte de l'ECU. Cette ségrégation permet d'éviter des modes de défaillance communs. En outre, la contribution de l'ECU à la fonction de protection TCM étant limitée à des calculs pour détecter une TCM, un surdimensionnement de l'ECU n'est pas nécessaire, les moyens de calcul et l'accès aux paramètres requis pour les calculs étant de toute façon présents. De plus, seule une adaptation limitée de l'unité électronique de protection survitesse est nécessaire. La fonction de protection TCM peut donc être ajoutée à un ensemble existant ECU et unité électronique de protection survitesse sans nécessiter de modifications importantes, sans surcoût élevé et sans augmentation sensible de masse. Brève description des dessins L'invention sera mieux comprise à la lecture de la description faite ci-après, à titre indicatif mais non limitatif, en référence aux dessins annexés, sur lesquels : - la figure 1 est un schéma très simplifié d'un moteur de propulsion d'avion à turbine à gaz ; - la figure 2 montre très schématiquement un système d'alimentation en carburant pour un moteur tel que par exemple celui de la figure 1 avec protection survitesse et protection TCM, selon un mode de réalisation de l'invention ; et - la figure 3 montre une variante du système de la figure 1. Description détaillée de modes de réalisation de l'invention Des modes de réalisation de l'invention seront décrits ci-après dans le cadre d'une application à un moteur de propulsion d'avion à turbine à gaz double corps tel que celui représenté très schématiquement sur la figure 1, l'invention étant toutefois applicable à d'autres moteurs d'avion, par exemple des moteurs à turbine à gaz à un seul corps ou à plus de deux corps, ou des moteurs de propulsion d'avion autres qu'à turbine à gaz. Le moteur de la figure 1 comprend une chambre de combustion 1, les gaz de combustion issus de la chambre 1 entraînant une turbine haute-pression (HP) 2 et une turbine basse-pression (BP) 3. La turbine HP 2 est couplée par un arbre HP à compresseur HP 4 alimentant la chambre de combustion en air sous pression tandis que la turbine BP 3 est couplée à une soufflante 5 en entrée du moteur au moyen d'un arbre BP coaxial à l'arbre HP. Une boîte de transmission mécanique 7 ou boîte de relais d'accessoires est reliée par une prise de puissance mécanique 9 à un arbre de turbine et comprend un ensemble de pignons pour l'entraînement de différents accessoires tels que des pompes, un ou plusieurs démarreurs/ générateurs, un ou plusieurs générateurs à aimants permanents,... La figure 2 est un schéma très simplifié d'un système d'alimentation en carburant pour un moteur tel que par exemple celui de la figure 1. Une pompe carburant haute pression 10 reçoit du carburant provenant d'un réservoir (non représenté) et délivre du carburant haute pression sur une conduite d'alimentation 12. Le carburant est acheminé jusqu'à des injecteurs 14 de la chambre de combustion 1 du moteur à un débit contrôlé au moyen d'une unité de dosage carburant 16, ou FMU ("Fuel Metering Unit"). La FMU 16 comprend une vanne de dosage 16a montée sur la conduite 12, une vanne de dérivation 16b pour ramener en entrée de la pompe 10 via une conduite de retour 18 le débit de carburant excédentaire et une servo-vanne 16c de pilotage de la vanne de dosage 16a. La sortie de la pompe 10 est reliée en commun à l'entrée de la vanne de dosage 16a et à l'entrée de la vanne de dérivation 16b. Cette dernière a un port de commande relié à la sortie de la vanne de dosage 16a pour maintenir entre entrée et sortie de la vanne de dosage 16a une différence de pression OP sensiblement constante fonction d'un ressort de tarage incorporé à la vanne 16b. La servo-vanne 16c est commandée par une unité de régulation du moteur ou ECU 30 afin de positionner la vanne de dosage 16a en fonction d'une valeur de consigne de débit de carburant à délivrer aux injecteurs 14. Une unité de coupure carburant 20 comprend une vanne de coupure 20a ou HPSOV ("High Pressure Shut-Off Valve") qui est montée sur la conduite 12 en aval de la vanne de dosage 16a et qui est pilotée par une servo-valve 20b. La vanne de coupure 20a est amenée en position de fermeture pour interrompre l'alimentation en carburant en réponse à un ordre de fermeture transmis à la servo-valve 20b par l'ECU 30 ou provenant du cockpit de l'avion, ainsi qu'en réponse à une diminution de pression dans la conduite 12 en deçà d'un seuil de fermeture fixé par un ressort de rappel de la vanne de coupure 20a en position de fermeture. On notera que la vanne de coupure 20a pourrait être amenée en position d'ouverture partielle réduite plutôt qu'en position de fermeture en réponse à un ordre de fermeture ou à une chute de pression dans la conduite 12 en deçà du seuil de fermeture. Une unité électronique 32 de position survitesse reçoit une information représentative du régime du moteur, par exemple une information fournie par un capteur 22 et représentative de la vitesse de rotation N2 de l'arbre HP du moteur. Lorsque la vitesse N2 dépasse un seuil maximum N2max, l'unité de protection survitesse 32 génère un signal de coupure transmis à un actionneur 24, par exemple de type électromagnétique, qui amène la vanne de dérivation 16b dans une position dans laquelle la totalité ou une majorité du débit de carburant issu de la pompe 10 est dérivée dans la conduite de retour 18. La chute de pression qui en résulte dans la conduite 12 en aval de la vanne de dosage 16a provoque la fermeture de la vanne de coupure 20a. L'alimentation électrique de l'ECU 30 et de l'unité électronique de protection survitesse 32 est assurée par liaison avec un réseau électrique de bord de l'avion et/ou par un générateur par exemple à aimants permanents entraîné par le moteur. Un agencement du système d'alimentation carburant tel que décrit ci-avant est bien connu en soi, l'ECU 30 et l'unité électronique de protection survitesse 32 pouvant être logées dans un même boîtier. L'ECU 30 est programmée pour détecter une anomalie de commande de poussée moteur, ou TCM. Cette détection est effectuée par calcul en fonction de différents paramètres, de façon connue en soi. L'un des paramètres est la position de la manette des gaz. Une information représentative de cette position est fournie par un système de traitement d'information 34 à bord de l'avion, tel qu'un calculateur de commande de vol auquel l'unité de régulation moteur est reliée par une liaison 36 sous forme par exemple d'un bus numérique. Au moins un autre paramètre est une information représentative de la poussée réelle du moteur, par exemple le rapport de poussée du moteur EPR (« Engine Pressure Ratio ») ou le régime du moteur traduit par une information représentant la vitesse de rotation d'un arbre du moteur, par exemple la vitesse de rotation N1 de l'arbre BP fournie par un capteur 26. Une information d'anomalie ou information TCM est élaborée par l'ECU 30 lorsque la valeur constatée de régime ou de poussée du moteur est supérieure à une valeur de consigne, correspondant à la position de la manette des gaz, d'une quantité dépassant un seuil prédéterminé. Conformément à l'invention, l'information TCM est transmise par l'ECU 30 à l'unité électronique de protection survitesse 32 via une liaison 38. L'information TCM peut être sous forme d'un signal discret ou sous forme numérique, la liaison 38 étant alors un bus numérique. De façon connue en soi, il peut être prévu qu'une action sur le moteur en réponse à une information TCM soit commandée uniquement dans certaines configurations de fonctionnement de l'avion, selon des spécifications de l'avionneur ou d'autorités de sécurité aérienne. Ainsi, une coupure du moteur peut n'être autorisée que lors du décollage et éventuellement de l'atterrissage et/ou du roulage au sol. Les configurations de fonctionnement de l'avion, notamment les différentes phases de vol étant reconnues par le calculateur de vol 34, une information d'autorisation de coupure peut être élaborée par celui-ci. Dans le mode de réalisation de la figure 2, l'information d'autorisation de coupure est transmise sur une liaison 40 reliant directement le calculateur de vol 34 à l'unité électronique de protection survitesse 32. L'information d'autorisation peut être sous forme d'un signal discret ou sous forme numérique, la liaison 40 étant alors un bus numérique. L'unité électronique de régulation survitesse 32 est agencée pour générer le signal de coupure à destination de l'actionneur 24 non seulement en réponse à une détection de survitesse, mais aussi en réponse à la présence simultanée de l'information TCM d'anomalie et de l'information d'autorisation afin de provoquer la fermeture de la vanne 20a. Ainsi, la fonction TCM utilise des ressources logiques de l'unité de régulation moteur, pour élaborer l'information TCM, et des ressources logiques et matérielles utilisées pour la protection survitesse. La figure 3 illustre une variante de réalisation selon laquelle l'information d'autorisation élaborée par le calculateur de vol 34 est transmise à l'unité électronique de protection survitesse 32 via l'ECU 30, la liaison 40 étant omise. Avantageusement, l'information d'autorisation est sous forme numérique transmise sur le bus 36. L'information TCM est également avantageusement sous forme numérique et est acheminée avec l'information d'autorisation, sur la liaison 38 formée par un bus numérique. Ainsi, aucune liaison supplémentaire n'est requise entre le calculateur de vol et l'ECU 30 ou l'unité électronique de protection survitesse 32 pour implémenter la fonction TCM. Bien entendu, l'ECU 30, l'unité de protection survitesse 32, les liaisons entre celles-ci et avec l'ordinateur de vol 34 ainsi que les capteurs fournissant des informations représentatives de la poussée ou du régime du moteur peuvent être doublés à titre de redondance comme cela est bien connu en soi. REVENDICATIONS1. Procédé de protection contre des anomalies de commande de poussée de moteur d'avion équipé d'une unité de régulation moteur apte à générer une information d'anomalie en réponse à la détection d'une anomalie de commande de poussée du moteur et d'une unité électronique de protection survitesse distincte de l'unité de régulation moteur et agencée pour commander une coupure au moins partielle de l'alimentation du moteur en carburant par émission d'un signal de coupure en réponse à une détection de survitesse, caractérisé en ce que l'information d'anomalie est transmise par l'unité de régulation moteur à l'unité électronique de protection survitesse et une action éventuelle sur le moteur en cas de détection d'anomalie de commande de poussée est réalisée par émission du signal de coupure par l'unité électronique de protection survitesse, de la même manière qu'en cas de détection de survitesse. 2. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce qu'un signal de coupure est émis par l'unité électronique de protection survitesse en réponse à la réception à la fois de l'information d'anomalie et d'une information d'autorisation d'activation de la protection contre les anomalies de commande de poussée. 3. Procédé selon la revendication 2, caractérisé en ce que l'information d'autorisation est reçue par l'unité électronique de protection survitesse directement d'un système de traitement d'information à bord de l'avion. 4. Procédé selon la revendication 2, caractérisé en ce que l'information d'autorisation est reçue par l'unité électronique de protection survitesse d'un système de traitement d'information à bord de l'avion via l'unité de régulation moteur. 5. Procédé selon la revendication 4, caractérisé en ce que l'information d'anomalie et l'information d'autorisation sont transmises sous forme numérique sur un bus auquel l'unité de régulation moteur et l'unité électronique de protection survitesse sont reliées. 6. Dispositif de protection contre des anomalies de commande de poussée de moteur d'avion comprenant une unité de régulation moteur (30) apte à émettre une information d'anomalie en cas de détection d'anomalie de commande de poussée, le moteur étant en outre équipé d'une unité électronique de protection survitesse (32) distincte de l'unité de régulation moteur et agencée pour commander une coupure au moins partielle de l'alimentation du moteur en carburant par émission d'un signal de coupure en réponse à une détection de survitesse, le dispositif de protection étant caractérisé en ce qu'il comprend en outre l'unité électronique de protection survitesse (32) qui est reliée à l'unité de régulation moteur pour recevoir l'information d'anomalie et qui est agencée pour pouvoir émettre également le signal de coupure en réponse à la réception de l'information d'anomalie. 7. Dispositif selon la revendication 6, caractérisé en ce que l'unité électronique de protection survitesse (32) est agencée pour émettre le signal de coupure en réponse à la réception à la fois de l'information d'anomalie et d'une information d'autorisation d'activation de la protection contre les anomalies de commande de poussée. 8. Dispositif selon la revendication 7, caractérisé en ce que l'unité électronique de protection survitesse (32) a une première entrée reliée à l'unité de régulation moteur (30) pour recevoir l'information d'anomalie et une deuxième entrée pour recevoir l'information d'autorisation à partir d'un système (34) de traitement d'information à bord de l'avion. 9. Dispositif selon la revendication 7, caractérisé en ce que l'unité de régulation moteur (30) est agencée pour recevoir l'information d'autorisation à partir d'un système (34) de traitement d'information à bord de l'avion et l'unité électronique de protection survitesse (32) est reliée à l'unité de régulation moteur pour recevoir l'information d'anomalie et l'information d'autorisation transmises par l'unité de régulation moteur. 10. Ensemble propulsif pour avion comprenant un moteur de propulsion équipé d'un dispositif de protection contre les anomalies de commande de poussée selon l'une quelconque des revendications 6 à 9.