FR 2898871 A1 20070928 FR 0602566 A 20060324 SYSTEME ET PROCEDE D'ALIMENTATION EN PUISSANCE DE SYSTEMES UTILISATEURS À BORD D'UN AERONEF DESCRIPTION DOMAINE TECHNIQUE La présente invention concerne un système 5 et un procédé d'alimentation en puissance de systèmes utilisateurs, ou charges, à bord d'un aéronef. Dans la suite, pour des raisons de simplification de la description, on considère, à titre d'exemple, un aéronef de type avion. 10 ÉTAT DE LA TECHNIQUE ANTÉRIEURE Dans un avion, on utilise classiquement trois sources d'énergies secondaires : l'énergie hydraulique essentiellement utilisée pour les 15 actionneurs de puissance, l'énergie pneumatique utilisée pour la pressurisation et le traitement de l'air et l'énergie électrique utilisée pour l'avionique et l'éclairage. Mais la tendance actuelle est que les 20 avions deviennent plus électrique . Il est même envisagé qu'ils deviennent tout électrique , l'énergie électrique devenant alors la principale source d'énergie. Dans le cadre de l'avion plus 25 électrique , les systèmes utilisés sont similaires à ceux des avions précédents mais la part électrique des équipements devient plus importante, d'où l'intérêt de diminuer la partie électronique de puissance. L'objet de l'invention est donc celui de l'amélioration des systèmes actuels en mutualisant les électroniques de puissance sur les systèmes avion, c'est-à-dire en utilisant des électroniques de puissance communes à plusieurs systèmes utilisateurs, afin de réduire le nombre d'électroniques embarquées et de proposer des architectures optimisées. Il faut, toutefois, rappeler qu'aucune panne ou événement unique ne doit, en aéronautique, avoir pour conséquence la perte d'une fonction, afin d'assurer une continuité de service. Tous les systèmes sont donc doublés ou triplés, à tout instant l'un des systèmes étant actif le ou les autres étant passifs. De même toutes connections inter systèmes, de puissance ou commande, doivent êtres séparées. Il y a donc, au niveau des sources et des lignes d'alimentation, nécessité d'une séparation électrique et physique, qui est obtenue grâce à la définition de routes différentes en réalisant plusieurs faisceaux électriques cheminant dans des zones différentes de l'avion. De plus on constate que, dans un avion, un grand nombre d'électroniques de puissance ne sont utilisées que pendant de courtes durées, et qu'elles restent inactives le reste du temps. C'est, par exemple, le cas des inverseurs de poussée qui, au cours d'un vol, ne sont utilisés que quelques secondes durant de la phase de freinage lors de l'atterrissage. C'est aussi le cas des trains d'atterrissage qui ne sont utilisés que quelques dizaines de secondes. En outre de telles utilisations sont hachées dans le temps, leur utilisation pouvant être simultanée ou non. Les portes cargo sont, par exemple, utilisées uniquement au sol et à l'arrêt contrairement à une grande majorité des systèmes qui sont utilisés dans des phases d'atterrissage et/ou de roulage ou de croisière. Les inverseurs de poussée, les aérofreins et le freinage des roues sont utilisés lors du freinage, et restent inactifs le reste du temps. Par contre, des électroniques de puissance sont utilisées en permanence. Il en est ainsi, par exemple, du système de conditionnement d'air, qui pressurise l'air de l'avion ou les ailerons. Il est toutefois envisageable de déconnecter un compresseur de conditionnement d'air pour commander d'autres systèmes, par exemple les becs ou les volets, qui ne sont utilisés que pendant une très courte durée, l'inertie du système de conditionnement d'air étant grand devant leurs durées d'utilisation. De plus, les compresseurs d'air sont utilisés à pleine puissance surtout lors des phases de montées et de croisière, alors que de nombreux autres systèmes sont utilisés dans les phases de décollage, d'approche (train, becs et volets) et/ou d'atterrissage (freinage, spoilers, inverseurs de poussée...). L'invention a ainsi pour objet de résoudre le problème d'amélioration des systèmes actuels en proposant un système d'alimentation en puissance qui comprend au moins une électronique de puissance commune à plusieurs systèmes utilisateurs.30 EXPOSÉ DE L'INVENTION L'invention concerne un système d'alimentation en puissance de plusieurs systèmes utilisateurs à bord d'un aéronef, par exemple un avion, qui comprend au moins une électronique de puissance apte à faire fonctionner au moins deux de ces systèmes utilisateurs à des instants différents via un réseau de contacteurs aptes à reconfigurer la liaison entre cette électronique de puissance et ces systèmes utilisateurs. Avantageusement les systèmes utilisateurs sont pris parmi les systèmes suivants : - conditionnement d'air, - volets, - becs, - inverseurs de poussée, - train d'atterrissage, - démarrage des moteurs, - portes, -spoilers, - aérofreins, - freinage. Dans un premier exemple de réalisation avantageux le système de l'invention comprend une architecture avec quatre électroniques de puissance 100 kW. Dans un second exemple de réalisation chaque électronique de puissance 100 kW est divisée en deux électroniques de puissance 50 kW. Les moteurs du conditionnement d'air peuvent alors être alimentés par au moins une électronique de puissance de 50 kW. 4 Le système de l'invention permet de réduire le nombre et/ou la taille des commutateurs de puissance pour un ensemble de systèmes utilisateurs. L'invention concerne également un procédé d'alimentation en puissance de plusieurs systèmes utilisateurs à bord d'un aéronef, caractérisé en ce que l'on utilise au moins une électronique de puissance commune à plusieurs systèmes utilisateurs à des instants différents via un réseau de contacteurs qui reconfigurent la liaison entre cette électronique de puissance et ces systèmes utilisateurs. Dans ce procédé, pour chaque électronique de puissance . - on réalise une utilisation alternée ou 15 une dissociation dans le temps des durées d'utilisation, on n'utilise pas de systèmes utilisateurs remplissant des fonctions similaires, on utilise des systèmes utilisateurs 20 compatibles technologiquement. L'invention concerne également un aéronef comportant un système tel que défini ci-dessus, ainsi qu'un aéronef comportant un système susceptible de mettre en oeuvre le procédé tel que défini ci-dessus. 25 BRÈVE DESCRIPTION DES DESSINS La figure 1 illustre schématiquement le système de l'invention. La figure 2 illustre un premier exemple de 30 réalisation du système de l'invention. La figure 3 illustre un second exemple de réalisation du système de l'invention. EXPOSÉ DÉTAILLÉ DE MODES DE RÉALISATION PARTICULIERS Le système de l'invention comprend au moins une électronique de puissance commune à plusieurs systèmes utilisateurs, qui est capable d'alimenter plusieurs de ces systèmes à des instants différents via un réseau de contacteurs qui reconfigurent les liaisons électronique de puissance / systèmes utilisateurs. Chaque électronique de puissance peut alimenter un ou plusieurs systèmes, mais un seul a la fois. Dans ce réseau de contacteurs, les contacteurs peuvent aussi bien être des contacteurs électromécaniques que des contacteurs statiques, ces derniers permettant des communications plus rapides que les contacteurs électromécaniques. A la différence d'un système standard, le système de l'invention permet une redondance sans électronique de puissance inutilisé (en stand-by ). Dans l'exemple à quatre systèmes utilisateurs, illustré sur la figure 1, deux électroniques de puissance 10 et 11 peuvent alimenter quatre systèmes 12, 13, 14 et 15 au travers de contacteurs 16 et 17. Seulement deux systèmes peuvent donc être actifs simultanément. En cas de panne d'une électronique de puissance 10 ou 11, il y a toujours un système actif, les quatre systèmes 12, 13, 14 et 15 pouvant être disponibles successivement. Il n'y a donc pas de pannes cachées dues aux systèmes inutilisés. Les différents systèmes utilisateurs, pour pouvoir être alimentés par une électronique de puissance commune, doivent répondre aux critères suivants . - possibilité d'une utilisation alternée, ou d'une dissociation dans le temps des durées d'utilisation. - mutualisation des systèmes ne remplissant pas des fonctions similaires, la perte d'une électronique de puissance pouvant affecter plusieurs systèmes utilisateurs, compatibilité technologique des systèmes utilisateurs, qui doivent pouvoir être alimentés par une même électronique de puissance, - prise en compte de la situation géographique des systèmes dans l'avion afin de ne pas avoir des longueurs de câbles trop importantes. Après étude de leurs cycles de travail, de leur puissance et de leurs fonctions il apparaît que l'on peut ainsi mutualiser, à titre d'exemple, le groupe de systèmes suivants : -conditionnement d'air, - volets, - becs - inverseurs de poussée, - trains d'atterrissage, - démarrage des moteurs, - portes, - spoilers, -aérofreins, - freinage. Dans le tableau donné en fin de description on trouve les cycles de travail correspondant à chacun de ces systèmes en fonction des différentes phases de vol. Premier exemple de réalisation Ce premier exemple tient compte du nombre important de systèmes utilisateurs et de la complexité d'association de systèmes utilisateurs ayant des fonctions similaires (freinage/inverseurs de poussée, becs/volets...). Cet exemple présente une architecture avec quatre électroniques de puissance de 100 kW 20, 21, 22 et 23 dimensionnées pour le système utilisateur ayant la puissance la plus importante (conditionnement d'air) et pour alimenter les autres systèmes via une reconfiguration de réseau, réalisée grâce au réseau de contacteurs 32 et 33, avec un avion de type biréacteur comportant deux génératrices 25, 26 et 27, 28 par moteur 30 et 31. Les quatre électroniques de puissance 20, 21, 22 et 23 alimentent tour à tour les différents systèmes utilisateurs qui leur sont associées, soit respectivement . pour l'électronique 20 : -conditionnement d'air, - volet 1, - inverseur de poussée, - spoilers 1, -accumulateurs de freinage ( accu frein ), - démarrage moteur 31, pour l'électronique 21 - conditionnement d'air, -bec 1, - train d'atterrissage, - porte, - aérofreins, - accumulateurs de freinage, - démarrage moteur 31, pour l'électronique 22 - conditionnement d'air, - volet 2, - inverseur de poussée, - spoilers 1, - accumulateurs de freinage, - démarrage moteur 30, pour l'électronique 23 - démarrage moteur 30, - conditionnement d'air, - bec 2, - inverseur de poussée, - porte, -aérofreins, - accumulateurs de freinage. Les associations de systèmes sont réalisées en prenant en compte les critères de redondance (pas de mutualisation de deux systèmes redondants). Les systèmes ayant une fonction similaire, comme par exemple les becs et les volets, ne sont ainsi pas mutualisés. La mutualisation de ces différents systèmes permet d'embarquer uniquement les électroniques de puissance nécessaires simultanément et d'éviter ainsi d'avoir des électroniques de puissance de plusieurs dizaines de KW qui ne fonctionnent que 20 ou 30 secondes sur la durée totale d'un vol. Second exemple de réalisation Ce second exemple de réalisation, illustré sur la figure 3, est une évolution de la structure précédente où chaque électronique de puissance est divisée en deux électroniques de puissance de 50 kW chacune (électroniques 40 à 47). Ces électroniques de puissance sont ainsi 15 reliées aux systèmes utilisateurs suivants : pour l'électronique 40 : - démarrage moteur 31, - conditionnement d'air 50, -volet 1, 20 - inverseur de poussée, pour l'électronique 41 : - spoilers 1, - accumulateurs de freinage, - conditionnement d'air 51, 25 pour l'électronique 42 : - conditionnement d'air 51, - bec 1, - train d'atterrissage, - porte, 30 pour l'électronique 43 : - aérofreins, -accumulateurs de freinage, - conditionnement d'air 50, - démarrage moteur 31, pour l'électronique 44 : - démarrage moteur 30, - conditionnement d'air 52, - volet 2, - inverseur de poussée, pour l'électronique 45 : -spoilers 2, - accumulateurs de freinage, - conditionnement d'air 53, pour l'électronique 46 : - conditionnement d'air 53, - bec 2, - inverseur de poussée, - porte, pour l'électronique 47 : - aérofreins, - accumulateurs de freinage, - conditionnement d'air, - démarrage moteur 30. Ce second exemple permet une mutualisation, dans laquelle davantage de systèmes sont disponibles simultanément. Dans un avion, la plus grande puissance est demandée par le conditionnement d'air, ce qui impose l'utilisation d'électroniques de puissance de 100 kW, la puissance immédiatement inférieure n'excédant pas 50 kW. Les systèmes de conditionnement d'air 50, 51, 52 et 53 peuvent être alimentés par deux électroniques de puissance de 50kW en parallèle ou bien grâce à un branchement du type double- étoile. Ainsi les systèmes de conditionnement d'air peuvent être soit utilisés à 50% de leur puissance (50 kW), soit à no% de leur puissance (100 kW), soit être déconnectés . • A 50% de leur puissance : Un système de conditionnement d'air, par exemple 50, est alimenté par une seule électronique de 50 kW 40 ou 43, qui fournit la moitié de la puissance, l'autre électronique de 50 kW restant disponible pour alimenter un autre système utilisation. • A 100% de la puissance : Le système de conditionnement d'air, par exemple 50, est alimenté par deux électroniques de 50 kW 40 et 43 pour fournir la puissance nominale au moteur. Mode déconnecté : Les deux électroniques de 50 kW, par exemple 40 et 43, sont utilisées pour actionner simultanément deux systèmes utilisateurs autres que le système de conditionnement d'air, qui ne nécessite alors pas de puissance. Ce second exemple de réalisation présente l'avantage de permettre à un plus grand nombre de systèmes utilisateurs, autres que le système de conditionnement d'air, d'être utilisés simultanément, ce qui améliore leur disponibilité. En effet, le conditionnement d'air n'est que peu sollicité pendant les phases d'approche et de décollage, or c'est à ces moments là que le besoin en systèmes intermittents est le plus fort. Ce second exemple permet une gestion d'énergie. Par exemple si seulement 50% du conditionnement d'air est nécessaire, alors la puissance restante peut être absorbée par un autre système utilisateur, ce qui permet de délester un barre bus de puissance ou une génératrice. Tableau Cycles de travail des systèmes utilisateurs 5 Charge Sol Départ Roulage Décollage Ascension Croisière Descente Atterrissage Taxi I/B aileron (aileron X X X X X X X X intérieur O/B aileron X X X X X X X X (aileron extérieur Gouvernail X X X X X X X Gouvernail de X X X X X X X profondeur THS (stabiliseur X X X X X X X horizontal commandable) Spoilers X X X X _ X X X Aérofreins X X 0/B Flaps (volets Sorti Rentré Rentré Rentré Sorti Sorti Sorti extérieurs) Fil Flaps (volets sorti Rentré Rentré Rentré Sorti Sorti Sorti intérieurs) Slats (becs) Sorti Rentré Rentré Rentré Sorti Sorti Sorti Main LG (train Rentré Sorti d'atterrissage principal) Nose LG (train Rentré Sorti d'atterrissage de nez) Braking (freins) X X X X X Thrust reversers X (inverseurs de poussée) Cowl opening x system (système d'ouverture de capot) Dégivrage X X X X X X X Conditionnement X X X X X X X X X air Démarrage moteur X X X X X X X X X _ Portes X REVENDICATIONS 1. Système d'alimentation en puissance de plusieurs systèmes utilisateurs à bord d'un aéronef, qui comprend au moins une électronique de puissance (10, 11) apte à faire fonctionner au moins deux de ces systèmes utilisateurs (12, 13, 14, 15) à des instants différents via un réseau de contacteurs (16, 17 ; 32, 33) aptes à reconfigurer la liaison entre cette électronique de puissance et ces systèmes utilisateurs. 2. Système selon la revendication 1, dans lequel dans les systèmes utilisateurs sont pris parmi les systèmes suivants : - conditionnement d'air, volets, - becs, inverseurs de poussée, - train d'atterrissage, démarrage des moteurs, - portes, spoilers, - aérofreins, freinage. 3. Système selon la revendication 1 comprenant une architecture avec quatre électroniques de puissance 100 kW (20, 21, 22, 23). 30 4. Système selon la revendication 3, dans lequel chaque électronique de puissance 100 kW est 20 25divisée en deux électroniques de puissance 50 kW (40, 41 ; 42, 43 ; 44, 45 ; 46, 47). 5. Système selon la revendication 4, dans lequel les systèmes du conditionnement d'air (50, 51, 52, 53) sont alimentés par au moins une électronique de puissance de 50 kW. 6. Procédé d'alimentation en puissance de plusieurs systèmes utilisateur à bord d'un aéronef, caractérisé en ce que l'on utilise au moins une électronique de puissance (10, 11) commune à plusieurs systèmes utilisateurs (12, 13, 14, 15) à des instants différents via un réseau de contacteurs (16, 17) qui reconfigurent la liaison entre cette électronique de puissance et ces systèmes utilisateurs. 7. Procédé selon la revendication 6, dans lequel, pour chaque électronique de puissance, on réalise une utilisation alternée ou une dissociation dans le temps des durées d'utilisation des systèmes utilisateurs. 8. Procédé selon la revendication 6, dans lequel, pour chaque électronique de puissance, on n'utilise pas des systèmes utilisateurs remplissant des fonctions similaires. 9. Procédé selon la revendication 6, dans lequel, pour chaque électronique de puissance, onutilise des systèmes utilisateurs compatibles technologiquement. 10. Aéronef comportant un système selon 5 l'une quelconque des revendications 1 à 5. 11. Aéronef comportant un système susceptible de mettre en oeuvre le procédé selon l'une quelconque des revendications 6 à 9. 10