Brevet FR3143231A1 — publié le 20240614

Système propulsif électrique d’aéronef à tolérance de pannes Système propulsif électrique d’aéronef comportant au moins un moteur électrique (10) dont une consigne est calculée selon une première voie (18A) comprenant une première unité de commande (20A) et selon une seconde voie (18B) comportant une seconde unité de commande (20B), l’au moins un moteur électrique comportant un rotor (12) et deux stators bobinés en étoile (14A, 14B) et la première unité de commande de la première voie est reliée à l’un des deux stators bobinés en étoile via un premier convertisseur de puissance (22A) et la seconde unité de commande de la seconde voie est reliée à l’autre des deux stators bobinés en étoile via un second convertisseur de puissance (22B), chacune des première et seconde voies étant dimensionnée à la moitié de la puissance totale du au moins un moteur électrique. Figure pour l’abrégé : Fig. 1. Système propulsif électrique d’aéronef à tolérance de pannes La présente invention se rapporte au domaine de la propulsion électrique ou hybride d’aéronef et elle concerne plus particulièrement une architecture de système de propulsion électrique. Il est connu que les règlementations aéronautiques demandent aux systèmes de propulsion des aéronefs des niveaux de fiabilité élevés pour répondre aux contraintes de sécurité. Souvent ces niveaux de fiabilité se traduisent par des redondances de certains organes pour pallier à leur défaillance primaire. C'est notamment le cas sur les électroniques dites ECS (en anglais « Electronic Control System ») assurant les fonctions de régulation de la poussée, dont la défaillance sur panne simple n'est tolérée par les normes aéronautiques qu'à la condition qu'elle n'engendre pas plus de 15% de perte de performances. Ainsi, dans le cadre des architectures de propulsion thermique, un moteur thermique est associé à un système de régulation appelé FADEC (Full Authority Digital Engine Control) qui permet de faire l’interface avec les ordres de la commande de poussée du pilote et de réguler la poussée du moteur à partir des paramètres qui lui sont transmis par une série de capteurs. Dans les architectures dites Dual FADEC, cette fonction critique de régulation du moteur est totalement redondée pour permettre la tolérance à la panne simple de n’importe quel organe de ce FADEC. De même, dans le cadre des nouvelles architectures de propulsion électrique, la partie électrique comprend non seulement une partie de contrôle numérique, mais également un convertisseur de puissance électrique de type onduleur et la partie électrique du moteur constituée par ses enroulements statoriques. Pour permettre, à l’image d’un moteur thermique, la tolérance à la panne simple de toute partie de l’ECS, cet ECS est aussi totalement redondé. Une telle redondance n’est toutefois pas sans inconvénient car elle implique de doubler les éléments du convertisseur de puissance électrique et les enroulements statoriques du moteur qui sont volumineux et lourds. De plus, pour assurer la reprise de la régulation de la deuxième voie ECS (la voie redondante) lors d’une défaillance de la première, il est nécessaire de prévoir un système d’aiguillage vers le moteur de type contacteur, qui, s’il est monté en sortie du convertisseur de puissance, doit donc être dimensionné sur les forts courants électriques du moteur et non plus uniquement sur les signaux de commande comme cela pouvait être le cas dans les architectures thermiques de type Dual FADEC. Ce choix d’architecture implique donc encore des conséquences de masse et de volume par rapport à une chaîne simple pour assurer le niveau de redondance attendu. En outre, ce choix d’architecture avec redondance et potentiel système d’aiguillage supplémentaire complexifie le système et détériore la disponibilité du produit du fait d’un taux de panne plus élevé. La présente invention a donc pour but principal de pallier les inconvénients précités en proposant une architecture garantissant un compromis idéal entre disponibilité et fiabilité, et permettant d’assurer les objectifs de sécurité tout en évitant de redonder des éléments volumineux ou massifs. Ces buts sont atteints par un système propulsif électrique d’aéronef comportant au moins un moteur électrique dont une consigne est calculée selon une première voie comprenant une première unité de commande et selon une seconde voie comportant une seconde unité de commande, caractérisé en ce que le au moins un moteur électrique comporte un rotor et deux stators bobinés en étoile et en ce que la première unité de commande de la première voie est reliée à l’un des deux stators bobinés en étoile via un premier convertisseur de puissance et la seconde unité de commande de la seconde voie est reliée à l’autre des deux stators bobinés en étoile via un second convertisseur de puissance, chacune des première et seconde voies étant dimensionnée à la moitié de la puissance totale du au moins un moteur électrique. Ainsi, sans avoir à doubler les parties de puissance, les redondances sont limitées aux parties électroniques bas-niveau qui impactent peu le poids et le volume embarqué tout en permettant un bon compromis sur le niveau de sécurité et de disponibilité. En profitant des capacités transitoires intrinsèques, cette architecture permet de compenser pendant un temps limité tout ou partie de la puissance perdue sur la simple panne. De préférence, les premiers et second convertisseurs de puissance sont alimentés par deux sources d’alimentation haute tension continue indépendantes l’une de l’autre et dimensionnées chacune à la moitié de la puissance totale. Avantageusement, les première et seconde unités de commande sont alimentées depuis des première et seconde sources d’alimentation basse tension continue. Le système propulsif d’aéronef peut comporter en outre une logique OU à diodes pour alimenter les première et seconde unités de commande depuis l’une ou l’autre des première et seconde sources d’alimentation basse tension continue. De préférence, les stators bobinés comportent plus de trois phases sur une même étoile ou sont bobinés sur plusieurs étoiles triphasées avec des neutres distincts et dans lequel le nombre de voies est égal ou supérieur à deux, typiquement quatre ou six. L’invention concerne également un système de régulation et de surveillance de moteur électrique d’aéronef, comprenant un système de régulation configuré pour commander au moins un moteur électrique, le système de régulation comprenant : une première voie comprenant une première unité de commande configurée pour calculer une consigne pour le au moins un moteur électrique en fonction des informations de mesures issues d’un système de mesures, une seconde voie comprenant une seconde unité de commande configurée pour calculer une consigne pour l’au moins un moteur électrique en fonction des informations de mesures issues du système de mesures, caractérisé en ce que le au moins un moteur électrique comporte un rotor et deux stators bobinés en étoile et en ce que la première unité de commande de la première voie est reliée à l’un des deux stators bobinés en étoile via un premier convertisseur de puissance et la seconde unité de commande de la seconde voie est reliée à l’autre des deux stators bobinés en étoile via un second convertisseur de puissance, chacune des première et seconde voies étant dimensionnée à la moitié de la puissance totale du moteur électrique. De préférence, les unités de commande ont une conception dissimilaire pour éviter toute panne commune. Selon le mode de réalisation envisagé, le premier convertisseur de puissance est relié à une première unité de surveillance et le second convertisseur de puissance est relié à une seconde unité de surveillance, ou encore les premier et second convertisseurs de puissance sont reliés à une unité de surveillance commune. De préférence, les unités de surveillance comportent chacune une entrée de réinitialisation en cas de défaillance fonctionnelle de ces unités de surveillance. Avantageusement, le système de mesures délivre les mêmes données aux unités de commande et aux unités de surveillance d’une même voie. De préférence, les unités de surveillance sont aptes à arrêter les convertisseurs de puissance en cas de défaillances détectées dans ces données. D’autres caractéristiques et avantages de la présente invention ressortiront de la description faite ci-dessous, en référence aux dessins annexés qui en illustrent un exemple de réalisation dépourvu de tout caractère limitatif et sur les lesquels : la illustre une architecture d’un système de propulsion électrique d’aéronef conforme à l’invention, la montre un premier exemple de répartition des fonctions de commande et de surveillance appliqué à l’architecture de la , et la montre un second exemple de répartition des fonctions de commande et de surveillance appliqué à l’architecture de la . Le principe de l’invention repose sur la possibilité de construire des moteurs électriques en partageant le stator en deux étoiles fournissant chacune la moitié de la puissance à un unique rotor. Ce dimensionnement à la moitié de la puissance électrique a donc l'avantage non seulement de garder de manière continue la moitié de la puissance suite à une simple panne sur l’une ou l’autre des deux voies, mais aussi, en tirant profit des capacités transitoires des composants électriques, de permettre, grâce à la voie restante, la fourniture d'une puissance transitoire supérieure pouvant compenser tout ou partie de la puissance fournie au moment de la panne. L’architecture du système de propulsion électrique est organisée autour d’un moteur électrique 10 comportant un rotor 12 et deux stators bobinés en étoile 14A, 14B alimentés par un système de contrôle électronique (ECS 16) définissant deux voies séparées 18A, 18B dimensionnées chacune à la moitié de la puissance totale du moteur électrique. La première voie 18A comporte une première unité de commande 20A reliée à l’un 14A des deux stators bobinés en étoile via un premier convertisseur de puissance 22A et la seconde voie 18B comporte une seconde unité de commande 20B reliée à l’autre 14B des deux stators bobinés en étoile via un second convertisseur de puissance 22B. Les deux convertisseurs de puissance (classiquement des onduleurs) sont alimentés chacun indépendamment à partir d’une source d’alimentation haute tension continue 24A, 24B délivrant chacune la moitié de la puissance totale et les deux unités de commande sont alimentées chacune à partir d’une source d’alimentation basse tension continue 26A, 26B. Cette configuration particulière permet un important gain en masse et en volume car les convertisseurs de puissance ont un niveau de puissance divisé par deux. En outre, elle permet une tolérance partielle à la panne simple avec des performances importantes car non seulement la moitié de la puissance totale du moteur électrique reste disponible en régime continu en cas de défaillance interne sur un élément électrique de la chaine de propulsion (stator du moteur ou ECS), mais il peut aussi disposer d'une puissance transitoire sur une seule voie égale à tout ou partie de la puissance maximum moteur totale (lorsque les deux voies sont alimentées ensemble), sans surdimensionnement, grâce aux capacités intrinsèques des machines électriques synchrones à aimants permanents à pouvoir fonctionner en surrégime de façon transitoire. Cette tolérance partielle s’applique également à une panne simple de l’alimentation haute tension de l’aéronef du fait que les deux voies 18A, 18B sont alimentées en haute tension continue (HVDC) de la moitié de la puissance par les deux sources indépendantes 24A, 24B. Ainsi, la défaillance de la source d’alimentation ou du harnais électrique n’entraine encore une fois la perte que de la moitié de la puissance du moteur électrique. L’invention permet en outre de couvrir une tolérance complète aux pannes externes des sources d’alimentation basse tension continue 26A, 26B et des signaux de commande en provenance du FADEC 28 de l’aéronef, du fait de l’interfaçage de l’ECS, sur deux entrées séparées, à ces signaux de commande et à l’alimentation basse tension continue. Chaque interface reçoit donc de l’aéronef les mêmes informations permettant de s’affranchir d’une défaillance d’un organe de l’aéronef, par exemple le levier de poussée ou le panneau de commande, ou du harnais de liaison électrique. En interne de l’ECS, une gestion de la ségrégation permet d’assurer que chaque voie de l’ECS reçoit les signaux de commandes (numériques et/ou filaires) redondés. Une logique à diodes 30 de type fonction OU permet enfin l’interface aux sources d’alimentation basse tension continue, assurant la tolérance à la panne d’une de ces deux sources. On notera que la redondance de ces signaux et de ces interfaces est peu impactant d’un point de vue de la masse et du volume. Les figures 2 et 3 illustrent de façon très schématique deux exemples du dispositif de régulation et de surveillance de moteur d’aéronef comprenant un système de régulation, un système d’actionnement comprenant au moins un moteur électrique, et un système de mesures (par exemple : température, vitesse, couple…). Le système de régulation permet de piloter le moteur électrique 10 selon une consigne déterminée selon des informations de mesure(s) issue(s) du système de mesures. Cette consigne peut être une consigne de position, de vitesse ou de couple selon le paramètre du moteur commandé. Il comprend les deux voies 18A, 18B, chacune configurée pour calculer une consigne et piloter le moteur électrique selon cette consigne. Plus généralement, les différentes voies du système de régulation sont donc configurées pour déterminer une ou plusieurs consignes (selon le nombre de moteurs électriques concernés). Sur la , la première voie et la deuxième voie comprennent, chacune, une unité de commande COMA, COMB configurée pour d’une part calculer une consigne selon une première manière et d’autre part piloter le moteur électrique selon cette consigne via le convertisseur de puissance 22A, 22B. Associé à l’une et l’autre de la première voie et de la deuxième voie, une unité de surveillance MONA, MONB est par exemple configurée pour calculer une consigne pour le moteur électrique selon une seconde manière, différente de la première manière calculée par l’unité de commande COMA, COMB. En particulier, le calcul de la consigne par l’unité de surveillance MONA, MONB est diversifié (aussi bien matériellement que fonctionnellement) par rapport à celui mis en œuvre par l’unité de commande COMA, COMB. L’unité de surveillance MONA, MONB permet notamment de vérifier que l’unité de commande COMA, COMB fonctionne dans son domaine opérationnel (par exemple un intervalle de vitesse prédéterminé). En effet, cette unité de surveillance surveille le bon fonctionnement de l’unité de commande à partir des mêmes données avec autorité pour mettre la voie en « shutdown » par arrêt (STOPA, STOPB) du convertisseur de puissance en cas de détection de défaillance (survitesse ou température excessive) qui sont normalement prises en compte en fonctionnement normal. De façon générale, l’unité de surveillance est nécessaire pour disposer d'un moyen de coupure "indépendant" de l’unité de commande, afin de se prémunir des évènements redoutés au sens de la certification aéronautique (Catastrophique ou Hasardeux). C'est donc une barrière de sécurité ultime en cas de défaillance de l’unité de commande. De même, les deux unités de commande COMA et COMB peuvent avoir une conception dissimilaire, c’est-à-dire différente de par ses composantes et/ou ses technologies embarquées et les deux stators peuvent soit partager le même circuit magnétique (paquet de tôles) avec une répartition géométrique ségréguée, soit disposés de deux circuits magnétiques différents, soit encore ne pas disposer de cœur ferromagnétique. Cela permet de supprimer le risque de pannes communes liées à la conception qui pourraient entraîner la perte simultanée des deux voies de puissance. Cette architecture dissimilaire se justifie notamment sur des plateformes aéronautiques comportant un grand nombre de moteurs électriques, telles que de nouveaux avions électriques à propulsion distribuée ou des aéronefs à décollage vertical (VTOL). Il peut être noté que dans l’architecture proposée des échanges (non illustrés) existent entre les deux unités de commande COMA, COMB et sont nécessaires à son bon fonctionnement. Par contre, la communication entre les unités de commande et les unités de surveillance peut être facultative, la perte de données n'ayant pas d'effet préjudiciable sur les performances. Avec la , l’architecture est optimisée en réunissant les deux unités de surveillance en une seule commune MON tout en étant compatible avec des objectifs de disponibilité et de sécurité, en particulier par l’usage d’un moyen de réinitialisation (RESET) pour redémarrer l’unité de surveillance en cas de défaillance fonctionnelle. Il doit être noté que la perte de cette unité commune MON n'entraine pas de perte de performance mais uniquement la perte d'un niveau de sécurité qui est toutefois acceptable jusqu'à la fin de la mission par exemple. Le système de mesures transmet des informations issues de capteurs aux unités de commande COMA, COMB et de surveillance MONA, MONB du système de régulation. Les ressources de mesures peuvent être communes (partagées) ou ségréguées (semblables ou diversifiées) et potentiellement séparées spatialement, entre les différentes unités de commande et de surveillance du système de régulation. On notera que si l’invention a été décrite au regard d’une architecture partagée en deux voies gérant la moitié de la puissance, ce nombre de voies ne saurait être limitatif et peut par exemple être supérieur à deux (typiquement quatre à six). Il est aussi possible d’envisager un partage en un nombre n plus important de voies permettant de conserver n-1/n capacité en puissance lors d’une défaillance électrique. Par exemple, en supposant une puissance de 50kW par voie, on peut envisager la commande d’un moteur de 1MW avec la mise en parallèle de 20 voies. En outre, chacune des voies du moteur électrique et de sa commande peut disposer de plus de 3 phases (nombre minimal pour un stator) sur une même étoile. Ainsi le stator peut être multi-phasé (typiquement 5, 6 ou 7) et/ou comporter plusieurs étoiles triphasées disposées en parallèle (avec des neutres distincts). Dans ce cas, le convertisseur de puissance comportera autant de bras d’onduleur que de phases au stator et le nombre d’unités de commande et de surveillance sera bien entendu adapté en conséquence. De même, un autre mode de réalisation permet le dimensionnement de chaque de voie avec une capacité en puissance supérieure à Ptotal/n, au moins pendant une durée transitoire. Par exemple, pour une puissance totale souhaitée de 100kW, un partage en deux voies donne un dimensionnement de chaque voie à 50kW. En considérant une capacité transitoire de puissance de 50% supplémentaire pour chaque voie, soit 75kW, une défaillance simple amenant à la perte d’une voie permettra encore au moteur de disposer de manière transitoire de cette puissance de 75kW, qui est donc de 75% de la puissance initiale. Ce mode de fonctionnement peut permettre la tenue d’objectif de sécurité en cas de première défaillance pendant des fonctionnements transitoires tout en limitant le surdimensionnement. Ainsi, l’invention porte sur une architecture de système propulsif électrique présentant un compromis idéal entre disponibilité et fiabilité tout en assurant les objectifs de sécurité par : - une tolérance aux pannes externes sur les interfaces de bas-niveau (alimentation et communications numériques), et - une tolérance partielle aux pannes électriques internes tout en évitant de redonder des éléments volumineux ou massifs. Elle permet la fourniture d'une puissance transitoire suffisante pour assurer une ascension de l'aéronef lui permettant de gagner une altitude sécuritaire comme la fourniture d'une puissance continue suffisante pour permettre à l'aéronef de maintenir son altitude et lui permettre un retour à une aire d'atterrissage. Système propulsif électrique d’aéronef comportant au moins un moteur électrique (10) dont une consigne est calculée à la fois selon une première voie (18A) comprenant une première unité de commande (20A) et selon une seconde voie (18B) comportant une seconde unité de commande (20B), caractérisé en ce que le au moins un moteur électrique comporte un rotor (12) et deux stators bobinés en étoile (14A, 14B) et en ce que la première unité de commande (20A) de la première voie (18A) est reliée à l’un des deux stators bobinés en étoile via un premier convertisseur de puissance (22A) et la seconde unité de commande (20B) de la seconde voie (18B) est reliée à l’autre des deux stators bobinés en étoile via un second convertisseur de puissance (22B), chacune des première et seconde voies étant dimensionnée à la moitié de la puissance totale du au moins un moteur électrique. Système propulsif électrique d’aéronef selon la revendication 1, dans lequel les premiers et second convertisseurs de puissance (22A, 22B) sont alimentés par deux sources d’alimentation haute tension continue (24A, 24B) indépendantes l’une de l’autre et dimensionnées chacune à la moitié de la puissance totale. Système propulsif électrique d’aéronef selon la revendication 1 ou la revendication 2, dans lequel les première et seconde unités de commande (20A, 20B) sont alimentées depuis des première et seconde sources d’alimentation basse tension continue (26A, 26B). Système propulsif électrique d’aéronef selon la revendication 3, comportant en outre une logique OU à diodes (30) pour alimenter les première et seconde unités de commande depuis l’une ou l’autre des première et seconde sources d’alimentation basse tension continue. Système propulsif électrique d’aéronef selon la revendication 1 ou la revendication 2, dans lequel les stators bobinés comportent plus de trois phases sur une même étoile ou sont bobinés sur plusieurs étoiles triphasées avec des neutres distincts et dans lequel le nombre de voies est égal ou supérieur à deux, typiquement quatre ou six. Système de régulation et de surveillance de moteur électrique d’aéronef, comprenant un système de régulation configuré pour commander au moins un moteur électrique (10), le système de régulation comprenant : une première voie (18A) comprenant une première unité de commande (20A) configurée pour calculer une consigne pour le au moins un moteur électrique en fonction d’informations de mesures issues d’un système de mesures, une seconde voie (18B) comprenant une seconde unité de commande (20B) configurée pour calculer une consigne pour l’au moins un moteur électrique en fonction des informations de mesures issues du système de mesures, caractérisé en ce que le au moins un moteur électrique comporte un rotor (12) et deux stators bobinés en étoile (14A, 14B) et en ce que la première unité de commande (20A) de la première voie (18A) est reliée à l’un des deux stators bobinés en étoile via un premier convertisseur de puissance (22A) et la seconde unité de commande (20B) de la seconde voie (18B) est reliée à l’autre des deux stators bobinés en étoile via un second convertisseur de puissance (22B), chacune des première et seconde voies étant dimensionnée à la moitié de la puissance totale du moteur électrique. Système de régulation et de surveillance de moteur électrique d’aéronef selon la revendication 6, dans lequel les unités de commande ont une conception dissimilaire pour éviter toute panne commune. Système de régulation et de surveillance de moteur électrique d’aéronef selon la revendication 6 ou la revendication 7, dans lequel le premier convertisseur de puissance (INVERTERA) est relié à une première unité de surveillance (MONA) et le second convertisseur de puissance (INVERTERB) est relié à une seconde unité de surveillance (MONB). Système de régulation et de surveillance de moteur électrique d’aéronef selon la revendication 6 ou la revendication 7, dans lequel les premier et second convertisseurs de puissance (INVERTERA, INVERTERB) sont reliés à une unité de surveillance commune (MON). Système de régulation et de surveillance de moteur électrique d’aéronef selon la revendication 8 ou la revendication 9, dans lequel les unités de surveillance (MONA, MONB, MON) comportent chacune une entrée de réinitialisation (RESET) en cas de défaillance fonctionnelle de ces unités de surveillance. Système de régulation et de surveillance de moteur électrique d’aéronef selon l’une quelconque des revendications 6 à 10, dans lequel le système de mesures délivre les mêmes données aux unités de commande et aux unités de surveillance d’une même voie. Système de régulation et de surveillance de moteur électrique d’aéronef selon la revendication 11, dans lequel les unités de surveillance sont aptes à arrêter (STOPA, STOPB) les convertisseurs de puissance en cas de défaillances détectées dans ces données.