Brevet FR3056558A1 — publié le 20180330

Arrière-plan de l'invention L'invention concerne un procédé d'optimisation de l'opérabilité de la motorisation d'un aéronef, ainsi qu'une turbomachine et d'une chaîne de puissance électrique aptes à mettre en oeuvre un tel procédé. L'invention s'applique à la motorisation des aéronefs, c'est-à-dire essentiellement aussi bien à la motorisation d'avions (réacteurs, 10 turboréacteurs, turbopropulseurs), qu'à la motorisation d'hélicoptères (turbomoteur). Un moteur d'aéronef comporte classiquement, et de manière simplifiée, un ensemble de compresseur-chambre de combustion-turbine formant un générateur de gaz. Après leur combustion, les gaz chauds sont 15 détendus dans la turbine qui entraîne mécaniquement le compresseur via un arbre haute pression (HP en abrégé), et fournissent ainsi l'énergie propulsive sous la forme de poussée soit directement (dans les réacteurs d'avion) soit indirectement via un corps basse pression BP (dans les turboréacteurs à soufflante ou les turbopropulseurs à hélice) soit encore 20 via une boîte de transmission de puissance (BTP en abrégé) à la voilure tournante d'un hélicoptère. Comme l'illustre la figure 6, dans un ensemble bimoteur, chaque moteur principal 1, 2 fournit, à égalité dans les conditions nominales, de l'énergie propulsive Ep pour la poussée 3 et de l'énergie non propulsive Enp pour alimenter les équipements 4 électriques 25 et hydrauliques (dégivrage, pompes, etc...) via les générateurs des démarreurs/générateurs 5, 6 associés à chaque moteur principal. Les débits d'air dans le compresseur et la turbine peuvent entraîner, dans certaines conditions de fonctionnement, le phénomène à proscrire dans le domaine aéronautique dit de pompage du compresseur qui fait 30 remonter les gaz chauds du générateur de gaz vers l'entrée d'air du compresseur et peut conduire aux conséquences les plus graves (chute 30565 5 8 2 brutale de la portance, inversion de poussée, ruptures des pales, destruction du moteur). Il est donc nécessaire de garder de la marge au pompage pour permettre une accélération du compresseur HP lorsqu'une augmentation de la poussée ou de la puissance est commandée et une 5 remise des gaz est demandée en fonction des circonstances du vol. C'est par exemple le cas en régime de panne d'un moteur (en abrégé OEI pour «One Engine Inoperative») dans les architectures bimoteur. Une ligne de pompage peut donc être tracée pour chaque phase de vol en fonction du rapport de pression d'entrée/sortie d'air et du débit d'air. La ligne de fonctionnement du moteur doit rester en dessous de cette ligne de pompage pour éviter en particulier toute perte de poussée. L'écart entre la ligne de fonctionnement et la ligne de pompage, appelé marge au pompage, se réduit lorsque la vitesse de l'arbre HP est faible. La marge au pompage est d'autant plus réduite que des prélèvements mécaniques sur le compresseur HP sont effectués pour alimenter les équipements. Contrairement aux prélèvements mécaniques, les prélèvements pneumatiques (bleed) baissent la ligne de fonctionnement et donc augmentent la marge au pompage. Si ces prélèvements pneumatiques sont remplacés par des prélèvements mécaniques, la réduction de la marge de pompage devient plus contraignante. De manière générale, l'importance des demandes de prélèvements mécaniques dont la tendance actuelle est à l'augmentation, limitent les capacités d'accélération des moteurs pendant les phases transitoires des moteurs recouvrant plus particulièrement les phases d'accélération, les cas de panne et le fonctionnement en mode ralenti, et en conséquence réduisent l'opérabilité de la turbomachine. Pour obtenir les accélérations souhaitées, il est donc d'usage d'augmenter la marge au pompage par une ligne de fonctionnement plus basse, ce qui affecte sensiblement le rendement global de la turbomachine. Aussi, il est connu par la demande FR2964087 de fournir la totalité de l'énergie non propulsive et notamment un apport de puissance 3056558 3 supplémentaire pendant ces phases transitoires, par une source supplémentaire de puissance non directement propulsive comme un groupe de puissance du type groupe auxiliaire de puissance (ou APU). En application hélicoptère, en cas de panne d'un premier moteur, ce groupe 5 de puissance de classe moteur fournit, en liaison avec le démarreur électrique du second moteur restant, la puissance électrique sur l'arbre HP de ce second moteur pour qu'il puisse disposer d'une capacité d'accélération telle que sa marge au pompage soit suffisante. Cette solution, qui nécessite le recours à un générateur de gaz qui 10 fournit la totalité de l'énergie non-propulsive pendant le vol, est toutefois contraignante. Le dimensionnement d'une telle architecture compte tenu des altitudes de vol de certains aéronefs (jusqu'à 51kft) rend l'équipement groupe de puissance très lourd par rapport au besoin initial d'un APU. Les contraintes de sécurité portées par cet équipement, même de classe 15 moteur, notamment dans la fourniture des puissances nécessaires aux commandes de vol et calculateurs obligent le concepteur à prendre en compte un prélèvement mécanique sur les turbomachines en cas de panne du groupe de puissance. Un autre point bloquant est le temps de réponse lent d'un tel groupe de puissance thermique par rapport aux 20 besoins d'opérabilité d'une turbomachine en OEI ou pour un besoin d'accélération en urgence. Il existe donc encore un besoin pour une solution plus appropriée. Objet et résumé de l'invention 25 La présente invention pallie ces inconvénients en proposant un procédé d'optimisation de l'opérabilité de la motorisation d'un aéronef pour répondre à une augmentation de prélèvements mécaniques sur un compresseur HP d'un générateur de gaz assurant ladite motorisation dudit aéronef, caractérisé en ce qu'il consiste à délivrer, pendant des phases 30 transitoires d'accélération du générateur de gaz, une partie ou la totalité 3056558 4 de l'énergie non propulsive Enp depuis une source de stockage d'énergie électrique. Le recours à une source de stockage d'énergie électrique permet au contraire du générateur de gaz de l'art antérieur une gestion simplifiée des 5 conditions d'opérabilité en cas de demande d'accélération et un meilleur temps de réponse. Au contraire du générateur de gaz, pour que la source de stockage d'énergie électrique ne soit pas conséquente, l'apport de d'énergie et de puissance non-propulsive ne s'effectue que lors des phases transitoires. 10 L'invention permettrait également de supprimer les vannes de décharges transitoires ou TBV (Transient Bleed Valves) du compresseur HP qui permettait de baisser la ligne de fonctionnement de la turbomachine pour regagner en opérabilité sur des accélérations ou lors des démarrages. 15 De préférence, le procédé d'optimisation selon l'invention consiste en outre, à l'aide d'une machine électrique réversible couplée audit générateur de gaz et reliée sélectivement à ladite source de stockage d'énergie électrique, à fournir une puissance d'énergie propulsive supplémentaire kEp sur ledit compresseur HP. 20 L'invention concerne également un système propulsif d'aéronef comprenant au moins une turbomachine équipée d'un générateur de gaz comportant un compresseur HP, caractérisé en ce qu'il comporte en outre une machine électrique réversible couplée audit générateur de gaz et reliée sélectivement à une source de stockage d'énergie électrique pour 25 délivrer, pendant des phases transitoires d'accélération du générateur de gaz, une partie ou la totalité de l'énergie non propulsive Enp ou fournir une puissance d'énergie propulsive supplémentaire kEp sur ledit compresseur HP. De préférence, ladite source de stockage d'énergie électrique est 30 constituée par un ensemble de batteries, des super condensateurs ou des condensateurs hybrides. 3056558 5 Avantageusement, ladite machine électrique réversible est reliée à ladite source de stockage d'énergie électrique par un convertisseur AC/DC réversible et un convertisseur DC/DC via au moins un contacteur électrique commandé. 5 De préférence, ledit au moins un contacteur électrique est commandé de façon sélective pour délivrer, pendant des phases transitoires d'accélération du générateur de gaz, une partie ou la totalité de l'énergie non propulsive Enp ou fournir une puissance d'énergie propulsive supplémentaire kEp sur ledit compresseur HP. 10 Lorsque le système propulsif d'aéronef comporte deux turbomachines équipées chacune d'un générateur de gaz comportant un compresseur HP, il comporte en outre une source de stockage d'énergie électrique pour délivrer, pendant des phases transitoires d'accélération du générateur de gaz, une partie ou la totalité de l'énergie non propulsive 15 Enp ou fournir une puissance d'énergie propulsive supplémentaire kEp sur ledit compresseur HP via une machine électrique réversible couplée à au moins un générateur de gaz d'une des deux turbomachines. De préférence, il peut alors comporter deux machines électriques réversibles chacune couplée à un générateur de gaz et reliée 20 sélectivement à ladite source de stockage d'énergie électrique. Brève description des dessins Les caractéristiques et avantages de la présente invention ressortiront mieux de la description suivante, faite à titre indicatif et non 25 limitatif, en regard des dessins annexés sur lesquels : - la figure 1 est un graphe montrant les variations de la ligne de fonctionnement d'un moteur d'aéronef pour une phase de vol donnée, - les figures 2A et 2B sont deux vues schématiques de l'architecture propulsive d'un aéronef respectivement monomoteur et bimoteur mettant 30 en oeuvre le procédé d'optimisation conforme à l'invention, 3056558 6 - les figures 3 à 5 sont des schémas montrant le fonctionnement de l'architecture de la figure 2B pour différents modes de génération de l'énergie non propulsive de l'aéronef, et - la figure 6 est une vue schématique d'une architecture propulsive 5 d'aéronef de l'art antérieur. Description détaillée d'un mode de réalisation En référence à la figure 1, le graphe des variations de la ligne de fonctionnement LF d'un moteur d'aéronef est représenté dans un 10 référentiel de rapport de pressions d'air P/P en fonction du débit d'air corrigé D pour une phase de vol donnée. Le débit d'air est dit corrigé pour permettre une représentation graphique significative intégrant les influences des différents paramètres intervenant. Une ligne de pompage LP et les lignes de fonctionnement LF, LF1 et LF2 du moteur sont 15 reportées dans ce référentiel. La ligne de fonctionnement LF reste en dessous de cette ligne de pompage LP pour éviter toute perte de poussée. La marge au pompage MP représentant l'écart entre la ligne de fonctionnement et la ligne de pompage diminue avec la vitesse de l'arbre HP du moteur, par exemple entre la vitesse maximale NM et la vitesse de 20 ralenti NR autorisées pour cette phase de vol. Une marge au pompage réduite augmente le rendement du moteur mais peut comporter des risques de pompage si la ligne de fonctionnement se rapproche trop près de la ligne de pompage. Par exemple, lors d'une accélération à partir de la vitesse de ralenti NR, les 25 points de fonctionnement en transitoire décrivent sur le graphe la ligne de fonctionnement LF1 de NR à NM. La diminution de marge au pompage MP le long de cette ligne LF1 est due à l'injection de carburant dans la chambre de combustion nécessaire à l'accélération de l'arbre HP. Des prélèvements mécaniques sur l'arbre HP pour alimenter des équipements 30 (flèche PM) réduisent également la marge au pompage. Des remises de gaz lors d'accélérations sont alors délicates à gérer. Par ailleurs, les 30565 5 8 7 prélèvements d'air (flèche PA) par exemple au niveau du compresseur du moteur, pour fournir de l'énergie à d'autres équipements (dégivrage, conditionnement d'air de la cabine, etc.) augmentent la marge au pompage. La ligne de fonctionnement passe alors de la ligne LF à la ligne 5 LF2, ce passage entraînant une perte de rendement à débit constant. Selon l'invention et comme l'illustrent les architectures des figures 2A et 2B, une opérabilité optimisée en termes de capacité d'accélération maximalisée est obtenue en substituant une machine électrique réversible 10 ;10A, 10B au classique démarreur/générateur couplé à l'unique 10 générateur de gaz 12 (configuration monomoteur de la figure 2A) ou à chacun des deux générateurs de gaz 12A, 12B (configuration bimoteur de la figure 2A) et en y ajoutant une source de stockage d'énergie électrique 14 associée à un ou plusieurs modules d'électronique de puissance 16 et reliées sélectivement à la ou les machines électriques réversibles. 15 La source de stockage d'énergie électrique 14 peut être constituée par un ensemble de batteries, des super condensateurs ou des condensateurs hybrides. Le module d'électronique de puissance comporte un convertisseur AC/DC réversible 20 dont l'entrée est reliée à la machine électrique 20 réversible et un convertisseur DC/DC 22 dont l'entrée est reliée à la source de stockage électrique, les sorties respectives du convertisseur AC/DC réversible et du convertisseur DC/DC délivrant l'énergie non propulsive Enp via respectivement un contacteur K1, K2 commandé depuis une unité de commande 24. En configuration bimoteur, à chaque machine électrique 25 réversible 10A, 10B sont associés un convertisseur AC/DC réversible 20A, 20B et un contacteur commandé K1A, K1B. La diminution voire l'annulation des prélèvements mécaniques en phase transitoire associée notamment à un apport supplémentaire de puissance, augmente le taux d'accélération du compresseur HP, en 30 conservant la marge au pompage des moteurs principaux dans une phase de vol où cette marge serait au minimum avec la totalité des prélèvements 3056558 8 mécaniques et sans l'apport de cette puissance supplémentaire, avec une ligne de fonctionnement au plus près du pompage. La source de stockage d'énergie électrique permet ainsi de fournir des énergies non propulsives pendant les temps d'accélération, qui sont très brefs (moins de 10 5 secondes) et donc de dé-contraindre la turbomachine par rapport aux prélèvements mécaniques sur ces phases transitoires. On décrira maintenant en référence aux figures 3 à 5 différents modes de fonctionnement de l'architecture précédente. Sur ces figures, les éléments non actifs de l'architecture sont représentés en pointillés tandis 10 que les éléments actifs sont représentés en traits forts, les flèches en traits normaux illustrant le sens de transfert de l'énergie non propulsive Enp de sa source à son utilisation. Dans la configuration bimoteur de la figure 3, l'énergie non propulsive Enp est fournie par moitié depuis chacune des machines 15 électriques réversibles 10A, 10B qui fonctionnent alors toutes deux en mode génératrice. Les deux machines électriques peuvent être utilisées en simultané ou en recouvrement l'une par rapport à l'autre pour chaque générateur de gaz. Dès lors, la machine qui n'est pas utilisée en continue peut, en cas de besoin, être couplée rapidement grâce à une roue libre ou 20 un crabot (non représentés). L'unité de commande 24 commande les contacteurs de sorte que les contacteurs K1A et K1B soient fermés et que le contacteur K2 soit ouvert. Dans la configuration de la figure 4 correspondant à une demande d'accélération, la ou les machines électriques réversibles étant pilotées 25 jusqu'à un couple nul pour restituer la marge d'opérabilité nécessaire, l'énergie non propulsive Enp est fournie en totalité par la source de stockage d'énergie électrique 14. L'unité de commande 24 commande les contacteurs de sorte que les contacteurs K1A et K1B soient ouverts et que le contacteur K2 soit fermé. 30 Dans la configuration de la figure 5 correspondant en outre à une demande de poussée supplémentaire, la source de stockage d'énergie 3056 5 5 8 9 électrique 14 qui fournit déjà la totalité de l'énergie non propulsive Enp va fournir un surplus de puissance kEp aux machines électriques réversibles (par exemple 10B) fonctionnant alors en mode motrice pour injecter de la puissance mécanique sur l'arbre HP du générateur de gaz (en l'espèce 5 12B) de façon à limiter la migration du point de fonctionnement et de garder une marge au pompage. L'unité de commande 24 commande les contacteurs de sorte que le contacteur K2 soit fermé, de même que l'un des contacteurs K1A et K1B (celui destiné à alimenter la machine électrique réversible choisie), l'autre de ces deux contacteurs étant ouvert. 10 On notera que si les exemples de fonctionnement précédents ont été explicités en regard d'une configuration bimoteur, ils sont bien entendu possibles avec une configuration monomoteur. Toutefois, dans le mode de fonctionnement de la figure 3, l'unique machine électrique réversible fournirait à elle seule la totalité de l'énergie non propulsive Enp. 15 De même, si les exemples de fonctionnement précédents ont été décrits avec un générateur de gaz couplé à une seule machine électrique, il est possible pour des raisons de sécurité de coupler plus d'une machine électrique à chaque générateur de gaz. En ce cas, au-delà d'une machine électrique réversible par générateur de gaz, le couplage peut être 20 permanent ou transitoire grâce à des roues libres ou des crabots. L'invention permet ainsi de fournir un moyen technique de réaliser plusieurs modes de fonctionnement grâce au partage du même module électronique de puissance (ou coeur de distribution électrique 16) entre les différentes sources d'énergie : 25 démarrage au sol via la machine électrique réversible et la source de stockage électrique, démarrage au sol électrique d'un générateur de gaz via le deuxième générateur de gaz allumé (au moins deux turbomachines), la machine électrique réversible de l'un 30 permettant la génération de puissance électrique et la 3056558 10 machine électrique réversible de l'autre permettant le démarrage, démarrage en vol et/ou aide à l'accélération via la machine électrique réversible et la source de stockage électrique, 5 démarrage en vol électrique et/ou aide à l'accélération d'un générateur de gaz via le deuxième générateur de gaz allumé (au moins deux turbomachines), la machine électrique réversible de l'un permettant la génération de puissance électrique et la machine électrique réversible de l'autre 10 permettant le démarrage. REVENDICATIONS1. Procédé d'optimisation de l'opérabilité de la motorisation d'un aéronef pour répondre à une augmentation de prélèvements mécaniques 5 sur un compresseur HP d'un générateur de gaz (12 ; 12A, 12B) assurant ladite motorisation dudit aéronef, caractérisé en ce qu'il consiste à délivrer pendant des phases transitoires d'accélération dudit générateur de gaz, une partie ou la totalité de l'énergie non propulsive (Enp) depuis une source de stockage d'énergie électrique (14). 10 2. Procédé d'optimisation selon la revendication 1, caractérisé en ce qu'il consiste en outre à l'aide d'au moins une machine électrique réversible (10A, 10B) couplée audit générateur de gaz et reliée sélectivement à ladite source de stockage d'énergie électrique, à fournir une puissance d'énergie propulsive supplémentaire (kEp) sur ledit 15 compresseur HP. 3. Système propulsif d'aéronef comprenant au moins une turbomachine équipée d'un générateur de gaz (12) comportant un compresseur HP, caractérisé en ce qu'il comporte en outre au moins une machine électrique réversible (10A, 10B) couplée audit générateur de gaz 20 et reliée sélectivement à une source de stockage d'énergie électrique (14) pour délivrer pendant des phases transitoires d'accélération dudit générateur de gaz, une partie ou la totalité de l'énergie non propulsive (Enp) ou fournir une puissance d'énergie propulsive supplémentaire (kEp) sur ledit compresseur HP. 25 4. Système propulsif d'aéronef selon la revendication 3, caractérisé en ce que ladite source de stockage d'énergie électrique est constituée par un ensemble de batteries, des super condensateurs ou des condensateurs hybrides. 5. Système propulsif d'aéronef selon la revendication 3 ou la 30 revendication 4, caractérisé en ce que ladite machine électrique réversible est reliée à ladite source de stockage d'énergie électrique par un 3 0 5 6 5 5 8 12 convertisseur AC/DC réversible (20A, 20B) et un convertisseur DC/DC (22) via au moins un contacteur électrique commandé (K1, K2). 6. Système propulsif d'aéronef selon la revendication 5, caractérisé en ce que ledit au moins un contacteur électrique est 5 commandé de façon sélective depuis une unité de commande (24) pour délivrer pendant des phases transitoires d'accélération dudit générateur de gaz, une partie ou la totalité de l'énergie non propulsive (Enp) ou fournir une puissance d'énergie propulsive supplémentaire (kEp) sur ledit compresseur HP. 10 7. Système propulsif d'aéronef selon la revendication 5, comportant deux turbomachines (12A, 12B) équipées chacune d'un générateur de gaz comportant un compresseur HP, caractérisé en ce qu'il comporte en outre une source de stockage d'énergie électrique (14) pour délivrer pendant des phases transitoires d'accélération dudit générateur de 15 gaz, une partie ou la totalité de l'énergie non propulsive (Enp) ou fournir une puissance d'énergie propulsive supplémentaire (kEp) sur ledit compresseur HP via au moins une machine électrique réversible (10A, 10B) couplée à chacun des générateurs de gaz des deux turbomachines. 8. Système propulsif d'aéronef selon la revendication 7, 20 caractérisé en ce qu'il comporte deux machines électriques réversibles (10A, 10B) chacune couplée à un générateur de gaz et reliée sélectivement à ladite source de stockage d'énergie électrique. 9. Système propulsif d'aéronef selon la revendication 7, caractérisé en ce qu'il comporte au moins deux machines électriques 25 réversibles couplées à chaque générateur de gaz et reliées sélectivement à ladite source de stockage d'énergie électrique. 10. Aéronef comportant un système propulsif selon l'une quelconque des revendications 3 à 9.