Brevet FR3157471A1 — publié le 20250627

La présente invention concerne un procédé mis en œuvre par ordinateur de régulation du débit de carburant injecté dans une chambre (42) de combustion d’une turbomachine (4) d’un hélicoptère (1) au moyen d’un doseur (50) de carburant, le procédé comprenant les étapes suivantes : - calcul d’une consigne de débit de carburant conforme à un régime souhaité de la turbomachine (4) ; - calcul d’un débit de carburant fictif correspondant à une augmentation ou diminution de la température dans la chambre de combustion en fonction d’un modèle thermique (M, M’) de la turbomachine comprenant un modèle thermique intrinsèque de la turbomachine influant sur la température dans la chambre de combustion ; - correction de la consigne de débit de carburant du débit de carburant fictif ; - commande du doseur de carburant pour qu’il injecte dans la chambre de combustion une quantité de carburant conforme à la consigne de débit de carburant corrigée (C2). Figure pour l’abrégé : Fig. 2 Procédé de contrôle du débit carburant d’une turbomachine d’hélicoptère Le présent exposé concerne le domaine des moteurs pour hélicoptère et concerne plus particulièrement une turbomachine pour un hélicoptère. ETAT DE LA TECHNIQUE Une turbomachine pour un hélicoptère comporte un générateur de gaz et une turbine libre entrainée en rotation par le flux de gaz généré par le générateur de gaz. Le générateur de gaz comporte au moins un étage de compresseur (centrifuge ou axial ou mixte) et une turbine couplés en rotation. Le principe de fonctionnement est le suivant : l'air frais entrant dans la turbomachine est comprimé du fait de la rotation du compresseur avant d'être envoyé vers une chambre de combustion où il est mélangé à un carburant. Les gaz brûlés du fait de la combustion sont ensuite évacués à grande vitesse vers la turbine du générateur de gaz. Il se produit alors une première détente dans la turbine du générateur de gaz, durant laquelle cette dernière extrait l'énergie nécessaire à l'entrainement du compresseur. La turbine du générateur de gaz n'absorbe pas toute l'énergie des gaz brûlés et l'excédent d'énergie constitue le flux de gaz généré par le générateur de gaz. Ce dernier fournit donc de l'énergie cinétique à la turbine libre de sorte qu'il se produit une seconde détente dans la turbine libre qui transforme l'énergie du gaz en énergie cinétique de rotation afin d'entraîner un organe récepteur, tel le rotor de l'hélicoptère. Bien évidemment, la turbomachine est prévue pour fonctionner dans des limites prescrites, le maintien du turbomoteur dans de telles limites étant effectué en agissant principalement sur le débit de carburant injecté dans la chambre de combustion. Le changement climatique est une préoccupation majeure pour de nombreux organes législatifs et de régulation à travers le monde. En effet, diverses restrictions sur les émissions de carbone ont été, sont ou seront adoptées par divers états. En particulier, une norme ambitieuse s’applique à la fois aux nouveaux types d’aéronef mais aussi ceux en circulation nécessitant de devoir mettre en œuvre des solutions technologiques afin de les rendre conformes aux réglementations en vigueur. L’aviation civile se mobilise depuis maintenant plusieurs années pour apporter une contribution à la lutte contre le changement climatique. Les efforts de recherche technologique ont déjà permis d’améliorer de manière très significative les performances environnementales des avions. La Déposante prend en considération les facteurs impactant dans toutes les phases de conception et de développement pour obtenir des composants et des produits aéronautiques moins énergivores, plus respectueux de l’environnement et dont l’intégration et l’utilisation dans l’aviation civile ont des conséquences environnementales modérées dans un but d’amélioration de l'efficacité énergétique des avions. Par voie de conséquence, la Déposante travaille en permanence à la réduction de son incidence climatique négative par l’emploi de méthodes et l’exploitation de procédés de développement et de fabrication vertueux et minimisant les émissions de gaz à effet de serre au minimum possible pour réduire de l'empreinte environnementale de son activité. Ces travaux de recherche et de développement soutenus portent à la fois sur les nouvelles générations de moteurs d’aéronefs, l’allègement des appareils, notamment par les matériaux employés et les équipements embarqués allégés, le développement de l’emploi des technologies électriques pour assurer la propulsion, et, indispensables compléments aux progrès technologiques, les biocarburants aéronautiques. En particulier, pour améliorer l’opérabilité d’une turbomachine, il devient crucial d’optimiser les logiques de régulation en carburant en tenant compte de l’état thermique de la turbomachine et/ou de tout autre source additionnelle d’énergie. PRESENTATION DE L’INVENTION L’invention propose une solution visant à prendre en compte l’état thermique de la turbomachine et/ou d’une autre source additionnelle d’énergie dans le pilotage de la régulation du débit carburant afin d’optimiser les performances lors des régimes transitoires du moteur. Il est à cet effet proposé, selon un premier aspect de l’invention, un procédé mis en œuvre par ordinateur de régulation du débit de carburant injecté dans une chambre de combustion d’une turbomachine d’un hélicoptère au moyen d’un doseur de carburant, le procédé comprenant les étapes suivantes : - calcul d’une consigne de débit de carburant conforme à un régime souhaité de la turbomachine ; - calcul d’un débit de carburant fictif correspondant à une augmentation ou diminution de la température dans la chambre de combustion en fonction d’un modèle thermique de la turbomachine comprenant un modèle thermique intrinsèque de la turbomachine influant sur la température dans la chambre de combustion ; - correction de la consigne de débit de carburant du débit de carburant fictif ; - commande du doseur de carburant pour qu’il injecte dans la chambre de combustion une quantité de carburant conforme à la consigne de débit de carburant corrigée. L’invention est avantageusement complétée par les caractéristiques suivantes, prises seules ou en une quelconque de leur combinaison techniquement possible : - le modèle thermique de la turbomachine comprend au moins un modèle thermique extrinsèque à la turbomachine qui est issu d’un modèle thermique d’une source d’énergie extrinsèque au fonctionnement de la turbomachine. - la turbomachine comprend un échangeur de chaleur configuré pour prélever de l’air froid, en entrée de la turbomachine et pour injecter l’air prélevé, après passage dans l’échangeur de chaleur dans la chambre de combustion, le modèle thermique extrinsèque comprenant la température de l’air injecté. - la température de l’air injecté est calculé au moyen d’un modèle du comportement thermique de l’échangeur thermique, un fluide primaire de l’échangeur étant un fluide destiné à chauffer un fluide secondaire qui est le fluide prélevé, le modèle thermique de la turbomachine étant configuré pour fournir à partir des températures des flux primaire et secondaire et des débits d’entrée des flux primaire et secondaire en entrée de l’échangeur de chaleur la température du flux primaire en sortie de l’échangeur de chaleur. - le modèle thermique de l’échangeur de chaleur est une cartographie, un calcul analytique ou un réseau de neurones ayant fait l’objet d’un apprentissage machine ou une logique floue. - l’échangeur de chaleur est un échangeur air-air, le fluide primaire étant des gaz d’échappement de la turbomachine, le fluide secondaire étant l’air en entrée de la turbomachine. - l’échangeur de chaleur est un échangeur air-huile, le fluide primaire étant de l’huile prélevé dans la turbomachine, le fluide secondaire étant l’air en entrée de la turbomachine. - le modèle extrinsèque comprend une température issue d’une mesure au moyen d’un capteur de température de la turbomachine. Selon un deuxième aspect, l’invention concerne un système de régulation du débit de carburant comprenant un processeur configuré pour mettre en œuvre un procédé selon le premier aspect de l’exposé. Selon un troisième aspect, l’invention concerne une turbomachine comprenant un système de régulation selon le deuxième aspect de l’invention. Selon un quatrième aspect, l’invention concerne un hélicoptère comprenant une turbomachine selon le troisième aspect de l’invention. DESCRIPTION DES FIGURES D’autres caractéristiques, buts et avantages ressortiront de la description qui suit, qui est purement illustrative et non limitative, et qui doit être lue en regard des dessins annexés sur lesquels : La FIG. 1 illustre un hélicoptère de façon schématique. La FIG. 2 illustre une vue en coupe schématique d’une turbomachine d’hélicoptère qui comporte un échangeur de chaleur. La FIG. 3 illustre un procédé de régulation du débit de carburant dans une turbomachine conforme à un premier mode de réalisation de l’invention ; La FIG. 4 illustre un procédé de régulation du débit de carburant dans une turbomachine conforme à un second mode de réalisation de l’invention ; La FIG. 5 et la FIG. 6 illustrent en détails des étapes du procédé illustré sur la FIG. 4 . Sur l’ensemble des figures, les éléments similaires portent des références identiques. DESCRIPTION DETAILLEE Hélicoptère La FIG. 1 illustre schématiquement un hélicoptère 1 équipé d'un rotor principal 2, pour la sustentation et la propulsion, ainsi que d'un rotor anti-couple. Dans l’exemple illustré sur la FIG. 1 , le rotor anti- couple est un rotor de queue 3 mais il pourrait être un rotor coaxial au rotor principal. La chaîne motrice de l’hélicoptère comprend en particulier une turbomachine 4 pour fournir la puissance nécessaire au vol de l’hélicoptère et une boîte de transmission principale 5 dont la fonction est de transmettre la puissance de la turbomachine 4 au rotor principal 2 et au rotor de queue 3 pour les mettre en mouvement par des mécanismes qui sont schématiquement représentés sur la FIG. 1 par un premier arbre 6 mécaniquement couplé au rotor principal 2 et un deuxième arbre 7 mécaniquement couplé au rotor de queue 3. La boîte de transmission principale 5 comporte une entrée mécanique 9 à partir de laquelle sont entraînés les pignons internes qui actionnent les arbres 6 et 7 respectivement couplés au rotor principal 2 et au rotor de queue 3. Turbomachine La FIG. 2 illustre schématiquement une turbomachine 4 destinée à entrainer en rotation le rotor principal 2 d’un hélicoptère 1. La turbomachine comprend un générateur de gaz 40 et une turbine libre 44 adaptée pour être entrainée en rotation par un flux F de gaz généré par le générateur de gaz 40. La turbine libre 44 est montée sur un arbre (non représenté) qui est adapté pour transmettre le mouvement de rotation au rotor principal 2 de l’hélicoptère 1. Le générateur de gaz 40 comprend un arbre rotatif (non représenté) sur lequel sont montés un compresseur 41 et une turbine 43, ainsi qu’une chambre de combustion 42 disposée axialement entre le compresseur 41 et la turbine 43 dès lors que l’on considère le sens de circulation des gaz dans la turbomachine 4. La turbomachine 4 présente une entrée d’air 10 par laquelle entre l’air F1 frais dans le générateur de gaz 40. Après son admission dans l'enceinte du générateur de gaz 40, l'air frais F1 est comprimé par le compresseur 41 qui le refoule vers l'entrée de la chambre de combustion 42 dans laquelle il est mélangé avec du carburant. La combustion qui a lieu dans la chambre de combustion 42 provoque l'évacuation à grande vitesse des gaz brûlés F2 vers la turbine 43, ce qui a pour effet d'entraîner en rotation l'arbre du générateur de gaz 40 et, par conséquent, le compresseur centrifuge 41. La vitesse de rotation de l'arbre du générateur de gaz 40 dépend entre autre du débit de carburant entrant dans la chambre de combustion 42. On note que malgré l'extraction d'énergie cinétique par la turbine 43, le flux de gaz brulés F2 sortant du générateur de gaz 40 présente une énergie significative. Le flux de gaz brulés F2 est dirigé vers la turbine libre 44 ce qui a pour effet de provoquer une détente dans la turbine libre 44 conduisant à la mise en rotation de la roue de turbine et de l'arbre principal 2 auquel la turbomachine est destinée à être connectée. En fonctionnement, du carburant est injecté, au moyen d’un doseur de carburant 50, dans la chambre de combustion 42. La combustion libère de l’énergie qui par détente des gaz dans la turbine 43 entraine l’arbre du générateur de gaz 40. Il en est de même pour la détente des gaz dans la turbine 44 qui entraine le rotor principal 2. Régulation du débit de carburant La quantité de carburant nécessaire est dépendante du régime désiré pour la turbomachine. Cette quantité est tabulée, calculée et est stockée dans un calculateur 60 (comprenant un processeur) qui fournit des consignes de débit de carburant au doseur de carburant 50. Le demandeur a identifié que cette quantité peut être ajustée en fonction de la température qui règne à l’intérieur de la chambre de combustion et en particulier en fonction de paramètre(s) influant sur cette température. Plus il y fait chaud plus la montée en température dans la chambre de combustion 42 sera rapide. A ce titre, un procédé de régulation de la quantité de carburant est mis en œuvre par le calculateur 60 en relation avec les figures 3 et 4 . Dans une première étape une consigne C0 de débit de carburant conforme à un régime souhaité de la turbomachine est calculée (étape CALC0). Cette consigne C0 dépend de variables de la turbomachine mesurées au moyen de capteurs (non représentés) disposés dans la turbomachine et d’une loi de régulation. Ce calcul est bien connu de l’homme du métier. Ensuite, il est procédé au calcul (étape CALC1) d’un débit de carburant fictif correspondant à une augmentation ou diminution de la température dans la chambre de combustion en fonction d’un modèle M, M’ thermique de la turbomachine comprenant un état thermique intrinsèque de la turbomachine influant sur la température dans la chambre de combustion. Il s’agit dans cette étape CALC1 de calculer une correspondance entre cette augmentation ou diminution de température impactant la chambre de combustion et une quantité de carburant correspondante. Dans le cas d’une augmentation de la température, il existe une quantité équivalente de carburant dont la combustion aurait apporté cette augmentation de température. Dans le cas d’une diminution de la température, il existe une quantité équivalente de carburant à apporter en supplément pour pallier cette diminution. Ensuite, la consigne de carburant calculée est corrigée (étape CORR) de ce débit de carburant fictif. Enfin, le doseur de carburant 50 de carburant est commandé (étape COMM) pour qu’il injecte dans la chambre de combustion 42 la consigne de débit de carburant ainsi corrigée. Selon un premier mode de réalisation tel qu’illustré sur la FIG. 3 , le procédé tient compte d’un premier modèle M thermique de la turbomachine comprenant uniquement un modèle M1 de l’état thermique intrinsèque de la turbomachine issu des caractéristiques thermiques de ses composants propres à son fonctionnement : capacité calorifique des matériaux, coefficient d’échange avec le flux d’air de la turbomachine chaleur rayonnée, etc. Selon un deuxième mode de réalisation illustré sur la FIG. 4 , le procédé tient compte d’un deuxième modèle M’ thermique comprenant la fois un modèle M1 de l’état thermique intrinsèque de la turbomachine issu de ses caractéristiques thermiques propres et au moins un modèle M2 d’une source d’énergie extrinsèque au fonctionnement de la turbomachine. Le modèle M2 correspond, par exemple, à un apport de chaleur dans la chambre de combustion qui provient d’une source additionnelle tel qu’un échangeur de chaleur. Bien entendu, on peut prévoir tout type de système pouvant apporter de la chaleur à la chambre de combustion. En effet, dans ce deuxième mode de réalisation, la turbomachine est équipée d’un échangeur de chaleur 46 (voir la FIG. 2 ) adapté pour injecter de l’air dans la chambre de combustion 42, cet air F4 injecté étant issu de l’air prélevé F1 en entrée de la turbomachine comme visible sur la FIG. 2 . A ce titre, la turbomachine comprend des conduites 47, 48 qui permettent d’une part de prélever l’air F1 en entrée et d’autre part d’injecter l’air F4 en sortie de l’échangeur 46 dans la chambre de combustion 42. Tel que connu, on caractérise un échangeur de chaleur au moyen d’un fluide primaire qui sert à chauffer un fluide secondaire. L’échangeur de chaleur 46 peut être de plusieurs types : un échangeur air-air, un échangeur air-huile. A titre d’exemple : - Dans le cas d’un échangeur air-air, le fluide primaire est constitué par les gaz d’échappement et le fluide secondaire est constitué par le flux d’air prélevé en entrée de la turbomachine. L’échangeur 46 air-air est montré sur la FIG. 2 en aval de l’échappement 45 de la turbomachine. - Dans le cas d’un échangeur air-huile, le fluide primaire est constitué par les gaz d’échappement et le fluide secondaire est constitué par de l’huile provenant de la turbomachine. Comme illustré sur la FIG. 4 , le deuxième modèle M’ thermique tient notamment compte du modèle M1 de la turbomachine et d’un modèle M2 qui modélise une source additionnelle d’énergie (par exemple un échangeur de chaleur). Ce modèle M2 prend en entrée des caractéristiques d’un premier flux F1 énergétique issu de la turbomachine pour fournir en sortie des caractéristiques d’un deuxième flux F4 énergétique qui correspond au premier flux énergétique auquel de l’énergie est apportée. Le deuxième flux est donc à une température plus élevée que le premier flux et est injecté dans la chambre de combustion. A partir de cette température, un débit fictif de carburant C1 est calculé. Ce débit fictif C1 peut être positif ou négatif : - À l’accélération, le débit carburant fictif C1 sera négatif (dû à l’inertie thermique) et donc la correction débit carburant appliquée à la consigne de débit sera positive. C’est la différence qui définit la nouvelle consigne C2. - À la décélération, le débit carburant fictif sera positif (dû à l’inertie thermique) et donc la correction débit carburant appliquée à la consigne de débit sera négative. C’est la différence qui définit la nouvelle consigne C2. Le modèle M2 de l’échangeur modélise en particulier le comportement thermique de l’échangeur de chaleur et peut prendre plusieurs formes : une cartographie, un calcul analytique ou un réseau de neurones ayant fait l’objet d’un apprentissage machine ou encore une logique floue. L’idée est que le modèle fournisse en sortie la température du fluide injecté dans la chambre de combustion. De manière alternative, le modèle M2 de l’échangeur est une mesure de température. La figure 5 illustre schématiquement une réalisation du modèle M2 du comportement thermique de l’échangeur de chaleur. Sur cette figure le symbole signifie une cartographie pour les étapes S1 et S2. Le premier flux F1 correspond au flux primaire en entrée de l’échangeur et le deuxième flux F4 correspond au flux en sortie de l’échangeur. A partir des débits D_F1, D_F3 et températures T_F1, T_F3 des flux primaires et secondaire et de l’efficacité thermique (Eff ) de l’échangeur, la température T_F4 du fluide en sortie dite stabilisée est obtenue (étape S1) de même qu’une constante de temps t46 de l’échangeur (étape S2) qui donne la durée mise par l’échangeur pour se stabiliser en température. Ensuite, la température T_F4 du fluide en sortie de l’échangeur de chaleur est obtenue (étape S3). Concernant l’étape S3, le symbole correspond à un filtre dynamique du premier ordre dont la consigne de temps est égale à la valeur de la variable t46. La figure 6 illustre schématiquement le calcul du débit de carburant fictif C1 (étape CALC1). Sur cette figure le symbole signifie une cartographie 3D. A partir du régime moteur R, de la température Tin à l’entrée 41 de la turbomachine et de la pression atmosphérique, la dérivée partielle du débit de carburant fictif par rapport à la variation de la température du fluide en sortie de l’échangeur T_4 est obtenue (étape S10), par une simple multiplication (étape S11) avec la variation on obtient en sortie le débit carburant fictif C1. Procédé mis en œuvre par ordinateur de régulation du débit de carburant injecté dans une chambre (42) de combustion d’une turbomachine (4) d’un hélicoptère (1) au moyen d’un doseur (50) de carburant, le procédé comprenant les étapes suivantes : - calcul (CALC0) d’une consigne de débit (C0) de carburant conforme à un régime souhaité de la turbomachine (4) ; - calcul (CALC1) d’un débit de carburant fictif (C1) correspondant à une augmentation ou diminution de la température dans la chambre de combustion en fonction d’un modèle thermique (M, M’) de la turbomachine comprenant un modèle thermique intrinsèque de la turbomachine influant sur la température dans la chambre de combustion ; - correction (CORR) de la consigne de débit de carburant du débit de carburant fictif ; - commande (COMM) du doseur de carburant pour qu’il injecte dans la chambre de combustion une quantité de carburant conforme à la consigne de débit de carburant corrigée (C2). Procédé selon la revendication 1, dans lequel le modèle thermique (M’) de la turbomachine (4) comprend au moins un modèle thermique extrinsèque à la turbomachine (4) qui est issu d’un modèle (M2) thermique d’une source d’énergie extrinsèque au fonctionnement de la turbomachine. Procédé selon la revendication 2, dans lequel la turbomachine (4) comprend un échangeur de chaleur (46) configuré pour prélever de l’air froid (F1), en entrée (10) de la turbomachine et pour injecter l’air prélevé, après passage dans l’échangeur (46) de chaleur dans la chambre (42) de combustion, le modèle thermique extrinsèque comprenant la température de l’air injecté. Procédé selon la revendication 3, dans lequel la température de l’air injecté est calculé au moyen d’un modèle (M2) du comportement thermique de l’échangeur thermique (46), un fluide primaire de l’échangeur étant un fluide destiné à chauffer un fluide secondaire qui est le fluide prélevé, le modèle thermique (M’) de la turbomachine (4) étant configuré pour fournir à partir des températures des flux primaire et secondaire et des débits d’entrée des flux primaire et secondaire en entrée de l’échangeur de chaleur (46) la température du flux primaire en sortie de l’échangeur de chaleur (46). Procédé selon la revendication 4, dans lequel le modèle (M2) thermique de l’échangeur de chaleur (46) est une cartographie, un calcul analytique ou un réseau de neurones ayant fait l’objet d’un apprentissage machine ou une logique floue. Procédé selon l’une des revendications 3 à 5, dans lequel l’échangeur de chaleur (46) est un échangeur air-air, le fluide primaire étant des gaz d’échappement de la turbomachine (4), le fluide secondaire étant l’air en entrée de la turbomachine (4). Procédé selon l’une des revendications 3 à 5, dans lequel l’échangeur de chaleur (46) est un échangeur air-huile, le fluide primaire étant de l’huile prélevé dans la turbomachine, le fluide secondaire étant l’air en entrée de la turbomachine (4). Procédé selon l’une des revendications 2 à 7, dans lequel le modèle extrinsèque comprend une température issue d’une mesure au moyen d’un capteur de température de la turbomachine (4). Système (60) de régulation du débit de carburant comprenant un processeur configuré pour mettre en œuvre un procédé selon l’une des revendications précédentes. Turbomachine (4) comprenant un système (60) de régulation selon la revendication 9. Hélicoptère comprenant une turbomachine (4) selon la revendication précédente.