CA2564376C - Procede et dispositif pour le synchrophasage d'helices d'un avion a plusieurs groupes propulseurs - Google Patents
Procede et dispositif pour le synchrophasage d'helices d'un avion a plusieurs groupes propulseurs Download PDFInfo
- Publication number
- CA2564376C CA2564376C CA2564376A CA2564376A CA2564376C CA 2564376 C CA2564376 C CA 2564376C CA 2564376 A CA2564376 A CA 2564376A CA 2564376 A CA2564376 A CA 2564376A CA 2564376 C CA2564376 C CA 2564376C
- Authority
- CA
- Canada
- Prior art keywords
- clock
- aircraft
- propeller
- signal
- powertrain
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Active
Links
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C11/00—Propellers, e.g. of ducted type; Features common to propellers and rotors for rotorcraft
- B64C11/46—Arrangements of, or constructional features peculiar to, multiple propellers
- B64C11/50—Phase synchronisation between multiple propellers
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Arrangements For Transmission Of Measured Signals (AREA)
Abstract
Pour le synchrophasage à régime constant d'hélices (14) de groupes propulseurs (10) d'un avion équipés chacun d'un circuit de commande électronique (20) connecté à un réseau de communication (32) de l'avion, chaque circuit de commande d'un groupe propulseur comporte une horloge délivrant un signal d'horloge à une fréquence représentative d'une vitesse de rotation de l'hélice du groupe propulseur correspondant audit régime constant, les horloges des circuits de commande sont maintenues sensiblement synchrones par communication via le réseau de communication de l'avion, et dans chaque groupe propulseur, le décalage entre le signal d'horloge et un signal produit à partir d'un capteur de vitesse de rotation de l'hélice est mesuré et comparé à une valeur de phase d'hélice déterminée assignée au groupe propulseur, et, en fonction du résultat de la comparaison, une variation momentanée de la vitesse de rotation de l'hélice est commandée le cas échéant afin de ramener le décalage mesuré à la valeur déterminée.
Description
Titre de l'invention Procédé et dispositif pour le synchrophasage d'hélices d'un avion à
plusieurs groupes propulseurs.
Arrière-plan de l'invention L'invention concerne le synchrophasage à régime constant des hélices d'un avion à plusieurs groupes propulseurs, chaque groupe propulseur comprenant un moteur ou une turbine et une hélice entraînée par le moteur ou la turbine.
Dans de tels avions, il est important pour le confort des passagers de réduire autant que possible le bruit en cabine. Une source importante de bruit est constituée par les ondes acoustiques émises par les pales des hélices quand elles passent en direction du fuselage de l'avion. Une réduction significative du bruit peut être obtenue en distribuant de façon appropriée dans le temps les impacts des ondes acoustiques sur le fuselage, notamment pour éviter des impacts simultanés. A cet effet, les positions angulaires relatives des hélices des différents groupes propulseurs sont ajustées. C'est ce que l'on désigne par synchrophasage.
Le synchrophasage d'hélices d'un avion pour réduction du bruit en cabine est bien connu. Le document US 5 551 649, entre autres, est représentatif de l'état de la technique dans ce domaine.
Le synchrophasage est réalisé en maintenant les positions angulaires relatives entre hélices à des valeurs déterminées, lesquelles peuvent avoir été obtenues lors de vols d'essais. Les valeurs de positions angulaires relatives peuvent être exprimées sous forme de déphasages entre hélices, la phase d'une hélice étant alors définie comme l'écart angulaire entre la position angulaire réelle de l'hélice et une position angulaire de référence commune à toutes les hélices. La phase peut être exprimée en degrés, une rotation complète d'hélice représentant 360°.
Le synchrophasage est réalisé à régime constant, c'est-à-dire pour une même vitesse constante de rotation des hélices. Plusieurs régimes constants peuvent être adoptés correspondant à différentes phases de vol (croisière, décollage, ...) ou à différentes conditions de vol (vent, ...) de l'avion, leur nombre étant généralement limité. Différentes
plusieurs groupes propulseurs.
Arrière-plan de l'invention L'invention concerne le synchrophasage à régime constant des hélices d'un avion à plusieurs groupes propulseurs, chaque groupe propulseur comprenant un moteur ou une turbine et une hélice entraînée par le moteur ou la turbine.
Dans de tels avions, il est important pour le confort des passagers de réduire autant que possible le bruit en cabine. Une source importante de bruit est constituée par les ondes acoustiques émises par les pales des hélices quand elles passent en direction du fuselage de l'avion. Une réduction significative du bruit peut être obtenue en distribuant de façon appropriée dans le temps les impacts des ondes acoustiques sur le fuselage, notamment pour éviter des impacts simultanés. A cet effet, les positions angulaires relatives des hélices des différents groupes propulseurs sont ajustées. C'est ce que l'on désigne par synchrophasage.
Le synchrophasage d'hélices d'un avion pour réduction du bruit en cabine est bien connu. Le document US 5 551 649, entre autres, est représentatif de l'état de la technique dans ce domaine.
Le synchrophasage est réalisé en maintenant les positions angulaires relatives entre hélices à des valeurs déterminées, lesquelles peuvent avoir été obtenues lors de vols d'essais. Les valeurs de positions angulaires relatives peuvent être exprimées sous forme de déphasages entre hélices, la phase d'une hélice étant alors définie comme l'écart angulaire entre la position angulaire réelle de l'hélice et une position angulaire de référence commune à toutes les hélices. La phase peut être exprimée en degrés, une rotation complète d'hélice représentant 360°.
Le synchrophasage est réalisé à régime constant, c'est-à-dire pour une même vitesse constante de rotation des hélices. Plusieurs régimes constants peuvent être adoptés correspondant à différentes phases de vol (croisière, décollage, ...) ou à différentes conditions de vol (vent, ...) de l'avion, leur nombre étant généralement limité. Différentes
2 valeurs de déphasages souhaitables peuvent être déterminées pour différents régimes constants respectifs.
Lors de l'exploitation de l'avion, pour un régime constant donné, on cherche à maintenir les valeurs réelles des déphasages entre hélices égales aux valeurs souhaitables déterminées.
A cet effet, dans chaque groupe propulseur, un capteur est prévu qui délivre un signal indicatif de la position angulaire de l'hélice. Un tel capteur peut par exemple comprendre un élément magnétique associé
à une pale de l'hélice et passant à chaque révolution devant un détecteur fixe.
Dans l'état de la technique, un des groupes propulseurs de l'avion est choisi comme propulseur "maître" donnant une référence de position angulaire d'hélice. Dans le ou chaque autre groupe propulseur "esclave", le signal produit par le capteur de position angulaire est comparé avec celui fourni par le capteur du groupe propulseur maître pour déterminer une valeur réelle de déphasage. Cette dernière est comparée à
la valeur déterminée souhaitable et, en cas d'écart, une variation momentanée de la vitesse de l'hélice est commandée pour annuler sensi-blement cet écart. La variation de vitesse peut être produite par action sur un dispositif de commande de pas d'hélice interposé entre le moteur ou la turbine et l'hélice, celle-ci étant alors à pas variable.
Un inconvénient des architectures connues de ce type réside dans l'existence d'une liaison point à point entre le groupe propulseur maître et le ou chaque groupe propulseur esclave pour acheminer le signal du capteur de position angulaire de l'hélice du propulseur maître. Une telle liaison électrique requiert un câblage particulier qui est exposé au risque de foudroyage et qui, avec son isolation et ses moyens de fixation, représente une masse non négligeable.
En outre, l'existence de telles liaisons point à point entre les groupes propulseurs induit un risque de propagation de panne et fait que les différents groupes propulseurs ne peuvent totalement être considérés comme des entités identiques indépendantes, ce qui peut se traduire par des contraintes supplémentaires pour certification.
Lors de l'exploitation de l'avion, pour un régime constant donné, on cherche à maintenir les valeurs réelles des déphasages entre hélices égales aux valeurs souhaitables déterminées.
A cet effet, dans chaque groupe propulseur, un capteur est prévu qui délivre un signal indicatif de la position angulaire de l'hélice. Un tel capteur peut par exemple comprendre un élément magnétique associé
à une pale de l'hélice et passant à chaque révolution devant un détecteur fixe.
Dans l'état de la technique, un des groupes propulseurs de l'avion est choisi comme propulseur "maître" donnant une référence de position angulaire d'hélice. Dans le ou chaque autre groupe propulseur "esclave", le signal produit par le capteur de position angulaire est comparé avec celui fourni par le capteur du groupe propulseur maître pour déterminer une valeur réelle de déphasage. Cette dernière est comparée à
la valeur déterminée souhaitable et, en cas d'écart, une variation momentanée de la vitesse de l'hélice est commandée pour annuler sensi-blement cet écart. La variation de vitesse peut être produite par action sur un dispositif de commande de pas d'hélice interposé entre le moteur ou la turbine et l'hélice, celle-ci étant alors à pas variable.
Un inconvénient des architectures connues de ce type réside dans l'existence d'une liaison point à point entre le groupe propulseur maître et le ou chaque groupe propulseur esclave pour acheminer le signal du capteur de position angulaire de l'hélice du propulseur maître. Une telle liaison électrique requiert un câblage particulier qui est exposé au risque de foudroyage et qui, avec son isolation et ses moyens de fixation, représente une masse non négligeable.
En outre, l'existence de telles liaisons point à point entre les groupes propulseurs induit un risque de propagation de panne et fait que les différents groupes propulseurs ne peuvent totalement être considérés comme des entités identiques indépendantes, ce qui peut se traduire par des contraintes supplémentaires pour certification.
3 Objet et résumé de l'invention L'invention a pour but de proposer un procédé de synchrophasage d'hélices ne présentant pas de tels inconvénients.
Ce but est atteint, selon un premier mode de réalisation de l'invention, par un procédé de synchrophasage à régime constant d'hélices de groupes propulseurs d'un avion équipés chacun d'un circuit de commande électronique connecté à un réseau de communication de l'avion, procédé selon lequel, conformément à l'invention - chaque circuit de commande d'un groupe propulseur comporte une horloge délivrant un signal d'horloge à une fréquence représentative d'une vitesse de rotation de l'hélice du groupe propulseur correspondant audit régime constant, - les horloges des circuits de commande sont maintenues sensiblement synchrones par communication via le réseau de communication de l'avion, et - dans chaque groupe propulseur, 1e décalage entre le signal d'horloge et un signal produit à partir d'un capteur de vitesse de rotation de l'hélice est mesuré et comparé à une valeur de phase d'hélice déterminée assignée au groupe propulseur, et, en fonction du résultat de la comparaison, une variation momentanée de la vitesse de rotation de l'hélice est commandée le cas échéant afin de ramener le décalage mesuré à la valeur déterminée.
Selon un deuxième mode de réalisation de l'invention, ce but est aussi atteint par un procédé de synchrophasage à régime constant d'hélices de groupes propulseurs d'un avion équipés chacun d'un circuit de commande électronique connecté à un réseau de communication de l'avion, procédé selon lequel, conformément à l'invention - chaque circuit de commande d'un groupe propulseur comporte une horloge délivrant un signal d'horloge à une fréquence représentative d'une vitesse de rotation de l'hélice du groupe propulseur correspondant audit régime constant, - les horloges des circuits de commande sont maintenues sensiblement synchrones par communication via le réseau de communication de l'avion, et
Ce but est atteint, selon un premier mode de réalisation de l'invention, par un procédé de synchrophasage à régime constant d'hélices de groupes propulseurs d'un avion équipés chacun d'un circuit de commande électronique connecté à un réseau de communication de l'avion, procédé selon lequel, conformément à l'invention - chaque circuit de commande d'un groupe propulseur comporte une horloge délivrant un signal d'horloge à une fréquence représentative d'une vitesse de rotation de l'hélice du groupe propulseur correspondant audit régime constant, - les horloges des circuits de commande sont maintenues sensiblement synchrones par communication via le réseau de communication de l'avion, et - dans chaque groupe propulseur, 1e décalage entre le signal d'horloge et un signal produit à partir d'un capteur de vitesse de rotation de l'hélice est mesuré et comparé à une valeur de phase d'hélice déterminée assignée au groupe propulseur, et, en fonction du résultat de la comparaison, une variation momentanée de la vitesse de rotation de l'hélice est commandée le cas échéant afin de ramener le décalage mesuré à la valeur déterminée.
Selon un deuxième mode de réalisation de l'invention, ce but est aussi atteint par un procédé de synchrophasage à régime constant d'hélices de groupes propulseurs d'un avion équipés chacun d'un circuit de commande électronique connecté à un réseau de communication de l'avion, procédé selon lequel, conformément à l'invention - chaque circuit de commande d'un groupe propulseur comporte une horloge délivrant un signal d'horloge à une fréquence représentative d'une vitesse de rotation de l'hélice du groupe propulseur correspondant audit régime constant, - les horloges des circuits de commande sont maintenues sensiblement synchrones par communication via le réseau de communication de l'avion, et
4 - dans chaque groupe propulseur, le décalage entre le signal d'horloge et un signal produit à partir d'un capteur de vitesse de rotation de l'hélice est mesuré, - une information représentative du décalage mesuré dans un groupe propulseur "maître" est transmise, via le réseau de communication de l'avion, à l'autre ou à chaque autre groupe propulseur "esclave" en tant que valeur de phase d'hélice de référence, et - dans le ou chaque groupe propulseur esclave l'écart entre le décalage mesuré et la valeur de phase d'hélice de référence est comparé
à une valeur de consigne de déphasage d'hélice déterminée assignée au groupe propulseur esclave et, en fonction du résultat de la comparaison, une variation momentanée de la vitesse de rotation de l'hélice du groupe propulseur esclave est commandée le cas échéant afin de ramener l'écart mesuré à la valeur de consigne.
Ainsi, avec le procédé de l'invention, un synchrophasage est réalisé qui ne nécessite pas de liaison point à point entre les groupes propulseurs, ie synchrophasage étant réalisé soit au niveau de chaque groupe propulseur par comparaison de la phase d'hélice (par rapport à
une référence locale) avec une valeur de consigne de phase, soit au niveau du ou de chaque groupe propulseur "esclave" par comparaison du déphasage mesuré par rapport au groupe propulseur "maître" avec une valeur de consigne de déphasage entre "esclave" et "maître".
Selon une particularité du procédé, la synchronisation des horloges des circuits de commande des groupes propulseurs comprend - la mémorisation de l'état de l'horloge interne dans chaque circuit de commande de groupe propulseur en réponse à la réception d'un signal de commande de réalignement d'horloges émis par une unité de commande centrale de l'avion, - la transmission par le réseau de communication de l'avion d'une information représentative de l'état mémorisé de l'horloge interne du circuit de commande d'un groupe propulseur prédéterminé au circuit de commande de l'autre ou de chaque autre groupe propulseur en tant qu'état d'horloge de référence, et - dans l'autre ou chaque autre groupe propulseur, l'état d'horloge mémorisé est comparé à l'état d'horloge de référence et, en fonction du résultat de la comparaison, un réalignement temporel de l'horloge est le cas échéant commandé.
Le signal de commande de réalignement des horloges est de préférence émis au moins au passage d'un régime constant à un autre
à une valeur de consigne de déphasage d'hélice déterminée assignée au groupe propulseur esclave et, en fonction du résultat de la comparaison, une variation momentanée de la vitesse de rotation de l'hélice du groupe propulseur esclave est commandée le cas échéant afin de ramener l'écart mesuré à la valeur de consigne.
Ainsi, avec le procédé de l'invention, un synchrophasage est réalisé qui ne nécessite pas de liaison point à point entre les groupes propulseurs, ie synchrophasage étant réalisé soit au niveau de chaque groupe propulseur par comparaison de la phase d'hélice (par rapport à
une référence locale) avec une valeur de consigne de phase, soit au niveau du ou de chaque groupe propulseur "esclave" par comparaison du déphasage mesuré par rapport au groupe propulseur "maître" avec une valeur de consigne de déphasage entre "esclave" et "maître".
Selon une particularité du procédé, la synchronisation des horloges des circuits de commande des groupes propulseurs comprend - la mémorisation de l'état de l'horloge interne dans chaque circuit de commande de groupe propulseur en réponse à la réception d'un signal de commande de réalignement d'horloges émis par une unité de commande centrale de l'avion, - la transmission par le réseau de communication de l'avion d'une information représentative de l'état mémorisé de l'horloge interne du circuit de commande d'un groupe propulseur prédéterminé au circuit de commande de l'autre ou de chaque autre groupe propulseur en tant qu'état d'horloge de référence, et - dans l'autre ou chaque autre groupe propulseur, l'état d'horloge mémorisé est comparé à l'état d'horloge de référence et, en fonction du résultat de la comparaison, un réalignement temporel de l'horloge est le cas échéant commandé.
Le signal de commande de réalignement des horloges est de préférence émis au moins au passage d'un régime constant à un autre
5 régime constant. I1 peut aussi avantageusement être émis de façon périodique pendant un régime constant.
Le signal de commande de réalignement des horloges peut être transmis à chaque circuit de commande électronique d'un groupe propulseur sous différentes formes, notamment sous forme de mot numérique sur un bus de données auquel le circuit de commande électronique et l'unité centrale de commande de l'avion sont reliés, ou d'un signal analogique appliqué à une entrée dédiée du circuit de commande électronique, ou encore d'un signal transmis sur un bus de puissance électrique auquel le circuit de commande électronique et l'unité
de commande centrale de l'avion sont raccordés.
L'invention a aussi pour but de fournir un dispositif permettant la mise en oeuvre du procédé.
Selon le premier mode de réalisation de l'invention, ce but est atteint grâce à un dispositif pour le synchrophasage à régime constant d'hélices d'un avion ayant plusieurs groupes propulseurs et une unité de commande centrale de l'avion, chaque groupe propulseur comportant un circuit de commande électronique connecté à un réseau de communication de l'avion et des moyens de variation de vitesse de rotation d'hélice, dispositif dans lequel, conformément à l'invention, chaque circuit de commande électronique d'un groupe propulseur comporte - une horloge interne pour délivrer un signal d'horloge à une fréquence prédéterminée représentative d'une vitesse de rotation d'hélice correspondant à un régime constant, - un capteur pour produire un signal représentatif de la vitesse de rotation de l'hélice, - un circuit de mesure du décalage entre le signal d'horloge et le signal produit par le capteur, et - un circuit pour comparer le décalage mesuré avec une valeur de phase d'hélice déterminée assignée au groupe propulseur, et pour produire, le cas échéant, un signal de commande des moyens de variation
Le signal de commande de réalignement des horloges peut être transmis à chaque circuit de commande électronique d'un groupe propulseur sous différentes formes, notamment sous forme de mot numérique sur un bus de données auquel le circuit de commande électronique et l'unité centrale de commande de l'avion sont reliés, ou d'un signal analogique appliqué à une entrée dédiée du circuit de commande électronique, ou encore d'un signal transmis sur un bus de puissance électrique auquel le circuit de commande électronique et l'unité
de commande centrale de l'avion sont raccordés.
L'invention a aussi pour but de fournir un dispositif permettant la mise en oeuvre du procédé.
Selon le premier mode de réalisation de l'invention, ce but est atteint grâce à un dispositif pour le synchrophasage à régime constant d'hélices d'un avion ayant plusieurs groupes propulseurs et une unité de commande centrale de l'avion, chaque groupe propulseur comportant un circuit de commande électronique connecté à un réseau de communication de l'avion et des moyens de variation de vitesse de rotation d'hélice, dispositif dans lequel, conformément à l'invention, chaque circuit de commande électronique d'un groupe propulseur comporte - une horloge interne pour délivrer un signal d'horloge à une fréquence prédéterminée représentative d'une vitesse de rotation d'hélice correspondant à un régime constant, - un capteur pour produire un signal représentatif de la vitesse de rotation de l'hélice, - un circuit de mesure du décalage entre le signal d'horloge et le signal produit par le capteur, et - un circuit pour comparer le décalage mesuré avec une valeur de phase d'hélice déterminée assignée au groupe propulseur, et pour produire, le cas échéant, un signal de commande des moyens de variation
6 de la vitesse de rotation d'hélice en fonction du résultat de la comparaison, et en ce que - des circuits de synchronisation sont prévus pour synchroniser les horloges par communication via le réseau de communication de l'avion en réponse à la réception d'un signal de commande de réalignement d'horloges émis par l'unité de commande centrale de l'avion.
Selon le deuxième mode de réalisation de l'invention, ce but est aussi atteint grâce à un dispositif pour le synchrophasage à régime constant d'hélices d'un avion ayant plusieurs groupes propulseurs et une unité de commande centrale de l'avion, chaque groupe propulseur comportant un circuit de commande électronique connecté à un réseau de communication de l'avion et des moyens de variation de vitesse de rotation d'hélice, dispositif dans lequel, conformément à l'invention, chaque circuit de commande électronique d'un groupe propulseur comporte - une horloge interne pour délivrer un signal d'horloge à une fréquence prédéterminée représentative d'une vitesse de rotation d'hélice correspondant à un régime constant, - un capteur pour produire un signal représentatif de la vitesse de rotation de l'hélice, et - un circuit de mesure du décalage entre le signal d'horloge et le signal produit par le capteur, - le circuit de commande électronique d'un groupe propulseur "maître" prédéterminé comportant en outre un circuit permettant de transmettre via le réseau de communication de l'avion une information de phase d'hélice de référence représentative du décalage mesuré par le circuit de commande du groupe propulseur "maître", et - le ou chaque circuit de commande électronique du ou de chaque autre groupe propulseur "esclave" comportant en outre un circuit pour comparer l'écart entre le décalage mesuré par ce circuit de commande et l'information de phase d'hélice de référence reçue via le circuit de communication de l'avion avec une valeur de déphasage d'hélice déterminée, et pour produire, le cas échéant, un signal de commande des moyens de variation de la vitesse de rotation d'hélice en fonction du résultat de la comparaison, et en ce que
Selon le deuxième mode de réalisation de l'invention, ce but est aussi atteint grâce à un dispositif pour le synchrophasage à régime constant d'hélices d'un avion ayant plusieurs groupes propulseurs et une unité de commande centrale de l'avion, chaque groupe propulseur comportant un circuit de commande électronique connecté à un réseau de communication de l'avion et des moyens de variation de vitesse de rotation d'hélice, dispositif dans lequel, conformément à l'invention, chaque circuit de commande électronique d'un groupe propulseur comporte - une horloge interne pour délivrer un signal d'horloge à une fréquence prédéterminée représentative d'une vitesse de rotation d'hélice correspondant à un régime constant, - un capteur pour produire un signal représentatif de la vitesse de rotation de l'hélice, et - un circuit de mesure du décalage entre le signal d'horloge et le signal produit par le capteur, - le circuit de commande électronique d'un groupe propulseur "maître" prédéterminé comportant en outre un circuit permettant de transmettre via le réseau de communication de l'avion une information de phase d'hélice de référence représentative du décalage mesuré par le circuit de commande du groupe propulseur "maître", et - le ou chaque circuit de commande électronique du ou de chaque autre groupe propulseur "esclave" comportant en outre un circuit pour comparer l'écart entre le décalage mesuré par ce circuit de commande et l'information de phase d'hélice de référence reçue via le circuit de communication de l'avion avec une valeur de déphasage d'hélice déterminée, et pour produire, le cas échéant, un signal de commande des moyens de variation de la vitesse de rotation d'hélice en fonction du résultat de la comparaison, et en ce que
7 - des circuits de synchronisation sont prévus pour synchroniser les horloges par communication via le réseau de communication de l'avion en réponse à la réception d'un signal de commande de réalignement d'horloges émis par l'unité de commande centrale de l'avion.
Selon une particularité du dispositif selon le premier ou le deuxième mode de réalisation de l'invention - chaque circuit de commande électronique d'un groupe propulseur comporte des moyens pour mémoriser l'état de son horloge interne en réponse à la réception du signal de commande de réalignement d'horloges, - le circuit de commande électronique d'un groupe propulseur particulier comporte un circuit permettant de transmettre sur le réseau de communication de l'avion une information d'état d'horloge de référence représentative de l'état mémorisé de l'horloge de ce circuit de commande électronique, et - le ou chaque circuit de commande électronique du ou de chaque autre groupe propulseur comprend des moyens pour comparer l'état mémorisé de son horloge avec l'information représentative de l'état d'horloge de référence reçue via le réseau de communication de l'avion, et pour commander, le cas échéant, un réalignement temporel de son horloge en fonction du résultat de la comparaison.
Brève description des dessins D'autres particularités ou avantages ressortiront 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 une vue très schématique d'une architecture permettant de réaliser le synchrophasage d'hélices selon l'invention ;
- la figure 2 est un schéma de principe d'un circuit de commande électronique d'un groupe propulseur dans l'architecture de la figure 1 ;
- la figure 3 représente des formes d'ondes de signaux utilisés pour la mesure de la phase d'une hélice d'un groupe propulseur ;
Selon une particularité du dispositif selon le premier ou le deuxième mode de réalisation de l'invention - chaque circuit de commande électronique d'un groupe propulseur comporte des moyens pour mémoriser l'état de son horloge interne en réponse à la réception du signal de commande de réalignement d'horloges, - le circuit de commande électronique d'un groupe propulseur particulier comporte un circuit permettant de transmettre sur le réseau de communication de l'avion une information d'état d'horloge de référence représentative de l'état mémorisé de l'horloge de ce circuit de commande électronique, et - le ou chaque circuit de commande électronique du ou de chaque autre groupe propulseur comprend des moyens pour comparer l'état mémorisé de son horloge avec l'information représentative de l'état d'horloge de référence reçue via le réseau de communication de l'avion, et pour commander, le cas échéant, un réalignement temporel de son horloge en fonction du résultat de la comparaison.
Brève description des dessins D'autres particularités ou avantages ressortiront 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 une vue très schématique d'une architecture permettant de réaliser le synchrophasage d'hélices selon l'invention ;
- la figure 2 est un schéma de principe d'un circuit de commande électronique d'un groupe propulseur dans l'architecture de la figure 1 ;
- la figure 3 représente des formes d'ondes de signaux utilisés pour la mesure de la phase d'une hélice d'un groupe propulseur ;
8 - la figure 4 représente un ordinogramme simplifié du processus de synchrophasage tel que mis en oeuvre dans chaque groupe propulseur, conformément à un premier aspect de l'invention ;
- la figure 5 représente un ordinogramme simplifié d'un processus de réalignement d'horloges tel que mis en oeuvre (a) dans un groupe propulseur de référence et (b) dans le ou chaque autre groupe propulseur ;
- la figure 6 représente des formes d'ondes de signaux utilisés pour le processus de la figure 5 ; et - la figure 7 représente des ordinogrammes simplifiés d'un processus de synchrophasage tel que mis en oeuvre (a) dans un groupe propulseur "maître" et (b) dans le ou chaque autre groupe propulseur "esclave", conformément à un deuxième aspect de l'invention.
Description détaillée de modes de réalisation L'invention est applicable aux avions équipés de deux ou plus groupes propulseurs. Dans l'exemple de la figure 1, un mode de réalisation avec quatre groupes propulseurs 10 est envisagé.
Chaque groupe propulseur comprend un moteur ou une turbine 12 qui entraîne une hélice 14. Un dispositif de commande de variation de pas est intégré à un dispositif d'entraînement 16 de l'hélice interposé entre le moteur ou turbine 12 et l'hélice 14. L'hélice étant à pas variable, une modification du pas permet, comme cela est bien connu, de faire varier la vitesse de rotation de l'hélice. Un capteur 18 fournit un signal représentatif de la vitesse de rotation réelle de l'hélice 14.
Chaque groupe propulseur comprend en outre un circuit de commande électronique 20. Celui-ci est connecté à un réseau de communication 32 de l'avion, de même qu'une unité de commande centrale 30 de l'avion. Chaque circuit de commande 20 d'un groupe propulseur reçoit le signal du capteur 18 de ce groupe et peut produire un signal de commande de variation de vitesse appliqué au dispositif 16 de commande de pas d'hélice.
Les circuits de commande électroniques 20 sont alimentés en énergie électrique par des bus de puissance électrique (non représentés).
Chaque moteur ou turbine 12 reçoit des signaux, notamment de commande émis par l'unité centrale via le réseau de communication 32 et
- la figure 5 représente un ordinogramme simplifié d'un processus de réalignement d'horloges tel que mis en oeuvre (a) dans un groupe propulseur de référence et (b) dans le ou chaque autre groupe propulseur ;
- la figure 6 représente des formes d'ondes de signaux utilisés pour le processus de la figure 5 ; et - la figure 7 représente des ordinogrammes simplifiés d'un processus de synchrophasage tel que mis en oeuvre (a) dans un groupe propulseur "maître" et (b) dans le ou chaque autre groupe propulseur "esclave", conformément à un deuxième aspect de l'invention.
Description détaillée de modes de réalisation L'invention est applicable aux avions équipés de deux ou plus groupes propulseurs. Dans l'exemple de la figure 1, un mode de réalisation avec quatre groupes propulseurs 10 est envisagé.
Chaque groupe propulseur comprend un moteur ou une turbine 12 qui entraîne une hélice 14. Un dispositif de commande de variation de pas est intégré à un dispositif d'entraînement 16 de l'hélice interposé entre le moteur ou turbine 12 et l'hélice 14. L'hélice étant à pas variable, une modification du pas permet, comme cela est bien connu, de faire varier la vitesse de rotation de l'hélice. Un capteur 18 fournit un signal représentatif de la vitesse de rotation réelle de l'hélice 14.
Chaque groupe propulseur comprend en outre un circuit de commande électronique 20. Celui-ci est connecté à un réseau de communication 32 de l'avion, de même qu'une unité de commande centrale 30 de l'avion. Chaque circuit de commande 20 d'un groupe propulseur reçoit le signal du capteur 18 de ce groupe et peut produire un signal de commande de variation de vitesse appliqué au dispositif 16 de commande de pas d'hélice.
Les circuits de commande électroniques 20 sont alimentés en énergie électrique par des bus de puissance électrique (non représentés).
Chaque moteur ou turbine 12 reçoit des signaux, notamment de commande émis par l'unité centrale via le réseau de communication 32 et
9 émet des signaux notamment de mesure ou d'état qui sont également acheminés par le réseau de communication 32. Les signaux destinés aux moteurs ou turbines 12 sont reçus par ceux-ci directement ou via les circuits de commande 20.
Un schéma de principe d'un circuit de commande électronique 20 est montré sur la figure 2. II comprend une unité de traitement logique 22 qui communique avec le réseau 32 via une interface 21. Une horloge 24 dont la synchronisation éventuelle et la fréquence sont commandées par l'unité de traitement 22 fournit un signal d'horloge H par exemple tel que montré à la ligne (a) de la figure 3. Le signal produit par le capteur de vitesse de rotation d'hélice est mis en forme par un circuit 26 qui produit un signal S par exemple tel que montré
à la ligne (b) de la figure 3.
Des informations représentatives des vitesses de rotation d'hélice pour un ensemble de plusieurs régimes constants sont stockées dans l'unité logique 22. La sélection, depuis le poste de pilotage de l'avion, d'un régime constant particulier est transmise à l'unité de commande centrale 30 et aux circuits de commande électroniques 20 et est reconnue par l'unité de traitement 22. Celle-ci élabore un signal de commande approprié qui est appliqué au dispositif de commande de variation de pas d'hélice pour imposer une vitesse de rotation correspondant au régime sélectionné. Dans le même temps, la fréquence du signal d'horloge est ajustée sous commande de l'unité de traitement 22 pour représenter la vitesse de rotation correspondant au régime constant sélectionné.
Le signal d'horloge H et le signal S issu du capteur de vitesse de rotation sont appliqués à un circuit 28 de détermination du décalage (déphasage) entre ces deux signaux. Le décalage déterminé représente la phase réelle cp de l'hélice par rapport à une référence fournie par le signal d'horloge. On notera que cela est permis du fait que la vitesse réelle de rotation de l'hélice est, en pratique, égale ou pratiquement égale à celle souhaitée correspondant au régime sélectionné.
Dans un premier mode de réalisation, des valeurs de consigne de phase d'hélice, c'est-à-dire de position angulaire par rapport à un référentiel commun, sont assignées à chaque groupe propulseur, de manière à avoir, entre les hélices des groupes propulseurs, des déphasages déterminés pour la minimisation du bruit en cabine. Pour un premier des groupes propulseurs, la valeur de phase assignée peut être arbitraire, par exemple 0°, les valeurs de phases assignées aux autres groupes étant déterminées en fonction des déphasages souhaités par rapport au premier groupe propulseur.
5 Comme indiqué sur la figure 4, le processus de synchrophasage comprend donc, dans le ou chaque groupe propulseur, une mesure de la phase de l'hélice (étape 41), une comparaison de la phase mesurée avec la valeur de consigne attribuée au groupe propulseur considéré (étape 42) et une commande d'une variation momentanée de la vitesse de rotation
Un schéma de principe d'un circuit de commande électronique 20 est montré sur la figure 2. II comprend une unité de traitement logique 22 qui communique avec le réseau 32 via une interface 21. Une horloge 24 dont la synchronisation éventuelle et la fréquence sont commandées par l'unité de traitement 22 fournit un signal d'horloge H par exemple tel que montré à la ligne (a) de la figure 3. Le signal produit par le capteur de vitesse de rotation d'hélice est mis en forme par un circuit 26 qui produit un signal S par exemple tel que montré
à la ligne (b) de la figure 3.
Des informations représentatives des vitesses de rotation d'hélice pour un ensemble de plusieurs régimes constants sont stockées dans l'unité logique 22. La sélection, depuis le poste de pilotage de l'avion, d'un régime constant particulier est transmise à l'unité de commande centrale 30 et aux circuits de commande électroniques 20 et est reconnue par l'unité de traitement 22. Celle-ci élabore un signal de commande approprié qui est appliqué au dispositif de commande de variation de pas d'hélice pour imposer une vitesse de rotation correspondant au régime sélectionné. Dans le même temps, la fréquence du signal d'horloge est ajustée sous commande de l'unité de traitement 22 pour représenter la vitesse de rotation correspondant au régime constant sélectionné.
Le signal d'horloge H et le signal S issu du capteur de vitesse de rotation sont appliqués à un circuit 28 de détermination du décalage (déphasage) entre ces deux signaux. Le décalage déterminé représente la phase réelle cp de l'hélice par rapport à une référence fournie par le signal d'horloge. On notera que cela est permis du fait que la vitesse réelle de rotation de l'hélice est, en pratique, égale ou pratiquement égale à celle souhaitée correspondant au régime sélectionné.
Dans un premier mode de réalisation, des valeurs de consigne de phase d'hélice, c'est-à-dire de position angulaire par rapport à un référentiel commun, sont assignées à chaque groupe propulseur, de manière à avoir, entre les hélices des groupes propulseurs, des déphasages déterminés pour la minimisation du bruit en cabine. Pour un premier des groupes propulseurs, la valeur de phase assignée peut être arbitraire, par exemple 0°, les valeurs de phases assignées aux autres groupes étant déterminées en fonction des déphasages souhaités par rapport au premier groupe propulseur.
5 Comme indiqué sur la figure 4, le processus de synchrophasage comprend donc, dans le ou chaque groupe propulseur, une mesure de la phase de l'hélice (étape 41), une comparaison de la phase mesurée avec la valeur de consigne attribuée au groupe propulseur considéré (étape 42) et une commande d'une variation momentanée de la vitesse de rotation
10 de l'hélice si l'écart entre les valeurs de phase mesurée et de consigne n'est pas nul ou dépasse un seuil toléré (étape 43). L'écart étant ramené à
la valeur nulle ou à une valeur en deçà du seuil maximum toléré, l'hélice est à nouveau entraînée à la vitesse de rotation correspondant au régime constant en cours.
Le processus de synchrophasage est de préférence réalisé en permanence dès lors que l'on se trouve dans des conditions de vol stabilisées, par exemple lorsque l'écart entre fe régime (vitesse de rotation d'hélice) mesuré et le régime de consigne est inférieur à une valeur de seuil déterminée. En effet, même dans de telles conditions stabilisées, l'hélice est soumise à des perturbations d'ordre mécanique (par exemple mouvements de l'avion) ou d'ordre aérodynamique (par exemple turbulences) rendant nécessaire la continuité du synchrophasage comme montré sur la figure 4. Lorsque les conditions ne sont pas stables, par exemple en cas de variation de régime importante ou de roulage au sol, le dispositif de synchrophasage peut être désactivé.
Afin de disposer d'un référentiel commun pour les hélices des différents groupes propulseurs, les horloges 24 des différents circuits de commande 20 doivent être synchrones. Une resynchronisation ou un réalignement temporel des horloges doit être effectué pour compenser d'éventuelles dérives. Un processus de réalignement des horloges sera décrit en référence aux figures 5a, 5b et 6.
Le processus de réalignement des horloges 24 est déclenché par l'émission par l'unité centrale de commande 30 d'un signal de commande de réalignement SYNC. Ce signal peut être émis sous forme d'un mot numérique sur un bus de données du réseau de communication 32 et est
la valeur nulle ou à une valeur en deçà du seuil maximum toléré, l'hélice est à nouveau entraînée à la vitesse de rotation correspondant au régime constant en cours.
Le processus de synchrophasage est de préférence réalisé en permanence dès lors que l'on se trouve dans des conditions de vol stabilisées, par exemple lorsque l'écart entre fe régime (vitesse de rotation d'hélice) mesuré et le régime de consigne est inférieur à une valeur de seuil déterminée. En effet, même dans de telles conditions stabilisées, l'hélice est soumise à des perturbations d'ordre mécanique (par exemple mouvements de l'avion) ou d'ordre aérodynamique (par exemple turbulences) rendant nécessaire la continuité du synchrophasage comme montré sur la figure 4. Lorsque les conditions ne sont pas stables, par exemple en cas de variation de régime importante ou de roulage au sol, le dispositif de synchrophasage peut être désactivé.
Afin de disposer d'un référentiel commun pour les hélices des différents groupes propulseurs, les horloges 24 des différents circuits de commande 20 doivent être synchrones. Une resynchronisation ou un réalignement temporel des horloges doit être effectué pour compenser d'éventuelles dérives. Un processus de réalignement des horloges sera décrit en référence aux figures 5a, 5b et 6.
Le processus de réalignement des horloges 24 est déclenché par l'émission par l'unité centrale de commande 30 d'un signal de commande de réalignement SYNC. Ce signal peut être émis sous forme d'un mot numérique sur un bus de données du réseau de communication 32 et est
11 reçu par le circuit de commande électronique 20 de chaque groupe propulseur.
En réponse à la reconnaissance du signal SYNC (étape 51 figures 5a, 5b), les unités de traitement 22 commandent de façon simultanée la mémorisation des états des différentes horloges 24 (étape 52 - figures 5a - 5b). L'état de l'horloge est représenté par la valeur N d'un compteur d'oscillations produites par une base de temps à
très haute fréquence d'où est dérivée par division la fréquence d'horloge, comme cela est bien connu. Le retour à zéro du compteur correspond à
un front montant du signal d'horloge. L'état N du compteur représente donc le décalage entre le front montant du signal d'horloge précédant le signal SYNC et ce dernier.
Dans un groupe propulseur choisi arbitrairement comme référence, l'état de l'horloge, pris comme état d'horloge de référence NR
est transmis sur le réseau de communication 32 (étape 53 - figure 5a).
Dans le ou chaque autre groupe propulseur l'état d'horloge de référence NR est reçu (étape 54 - figure 5b) et est comparé (étape 55 -figure 5b) avec l'état d'horloge locale. En cas d'écart non nul ou supérieur à un seuil maximum toléré, un réalignement de l'horloge locale est commandé afin de synchroniser celle-ci avec l'horloge de référence (étape 56 - figure 5b).
Un exemple de réalignement est illustré par la figure 6 sur laquelle la ligne (a) représente le signal d'horloge de référence tandis que la ligne (b) représente le signal d'horloge locale d'un autre groupe propulseur, avec réalignement de l'horloge locale sur l'horloge de référence suite à un écart mesuré entre les états des horloges NR et N
après réception du signal SYNC.
Le réalignement peut être effectué en modifiant l'état du compteur d'horloge locale progressivement, d'une valeur correspondant à
l'écart entre horloge locale et horloge de référence à l'instant de mémorisation.
La fréquence à laquelle un réalignement éventuel des horloges est commandé par émission du signal SYNC peut étre choisie librement. II
n'est pas utile généralement d'adopter une fréquence élevée. Un intervalle de plusieurs secondes à plusieurs dizaines de secondes entre deux signaux SYNC peut être adopté. II est toutefois utile de commander le
En réponse à la reconnaissance du signal SYNC (étape 51 figures 5a, 5b), les unités de traitement 22 commandent de façon simultanée la mémorisation des états des différentes horloges 24 (étape 52 - figures 5a - 5b). L'état de l'horloge est représenté par la valeur N d'un compteur d'oscillations produites par une base de temps à
très haute fréquence d'où est dérivée par division la fréquence d'horloge, comme cela est bien connu. Le retour à zéro du compteur correspond à
un front montant du signal d'horloge. L'état N du compteur représente donc le décalage entre le front montant du signal d'horloge précédant le signal SYNC et ce dernier.
Dans un groupe propulseur choisi arbitrairement comme référence, l'état de l'horloge, pris comme état d'horloge de référence NR
est transmis sur le réseau de communication 32 (étape 53 - figure 5a).
Dans le ou chaque autre groupe propulseur l'état d'horloge de référence NR est reçu (étape 54 - figure 5b) et est comparé (étape 55 -figure 5b) avec l'état d'horloge locale. En cas d'écart non nul ou supérieur à un seuil maximum toléré, un réalignement de l'horloge locale est commandé afin de synchroniser celle-ci avec l'horloge de référence (étape 56 - figure 5b).
Un exemple de réalignement est illustré par la figure 6 sur laquelle la ligne (a) représente le signal d'horloge de référence tandis que la ligne (b) représente le signal d'horloge locale d'un autre groupe propulseur, avec réalignement de l'horloge locale sur l'horloge de référence suite à un écart mesuré entre les états des horloges NR et N
après réception du signal SYNC.
Le réalignement peut être effectué en modifiant l'état du compteur d'horloge locale progressivement, d'une valeur correspondant à
l'écart entre horloge locale et horloge de référence à l'instant de mémorisation.
La fréquence à laquelle un réalignement éventuel des horloges est commandé par émission du signal SYNC peut étre choisie librement. II
n'est pas utile généralement d'adopter une fréquence élevée. Un intervalle de plusieurs secondes à plusieurs dizaines de secondes entre deux signaux SYNC peut être adopté. II est toutefois utile de commander le
12 réalignement des horloges en cas de passage d'un régime constant des groupes propulseurs à un autre régime constant, le changement de régime s'accompagnant d'un changement de fréquence des horloges.
Bien que l'on ait envisagé l'utilisation d'un dispositif de commande de pas pour modifier la vitesse de rotation de l'hélice d'un groupe propulseur, d'autres dispositifs connus peuvent être prévus à cet effet pouvant être commandés par le circuit de commande électronique du groupe propulseur, par exemple un synchro-alternateur modulant un couple appliqué sur l'arbre de l'hélice afin de freiner ou d'accélérer celle-ci.
Par ailleurs, le signal SYNC de réalignement temporel des horloges peut être transmis aux circuits de commande électroniques des groupes propulseurs sous une forme autre qu'un mot numérique acheminé par un bus de données.
Ainsi, le signal SYNC peut être sous forme d'un signal analogique transmis séparément et reçu sur une entrée dédiée de chaque circuit de commande électronique d'un groupe propulseur, laquelle entrée peut alors être reliée directement à l'entrée de commande de remise à
l'état initial de l'horloge.
On pourra aussi transmettre le signal SYNC sous forme d'une modulation superposée à un bus de puissance électrique (bus d'alimenta tion ou de masse) auquel chaque circuit de commande électronique est relié. Un circuit de démodulation est alors prévu pour reconnaître le signal SYNC et le transmettre à l'unité de traitement logique 22.
Un autre mode de réalisation du processus de synchrophasage est illustré par la figure 7.
Dans ce mode de réalisation, un groupe propulseur est choisi comme "maître", et le ou chaque autre groupe propulseur est "esclave".
Des valeurs de consigne de déphasage d'hélice sont assignées au ou à
chaque groupe propulseur esclave, correspondant au déphasage souhaité
entre l'hélice du groupe propulseur esclave et l'hélice du groupe propulseur maître pour la minimisation du bruit en cabine. Le fonctionnement est le suivant.
Les horloges internes des circuits de commande des groupes propulseurs "maître" et "esclave(s)" sont synchronisées en réponse à la réception de signaux SYNC de commande d'alignement d'horloge de la même façon que décrit plus haut.
Bien que l'on ait envisagé l'utilisation d'un dispositif de commande de pas pour modifier la vitesse de rotation de l'hélice d'un groupe propulseur, d'autres dispositifs connus peuvent être prévus à cet effet pouvant être commandés par le circuit de commande électronique du groupe propulseur, par exemple un synchro-alternateur modulant un couple appliqué sur l'arbre de l'hélice afin de freiner ou d'accélérer celle-ci.
Par ailleurs, le signal SYNC de réalignement temporel des horloges peut être transmis aux circuits de commande électroniques des groupes propulseurs sous une forme autre qu'un mot numérique acheminé par un bus de données.
Ainsi, le signal SYNC peut être sous forme d'un signal analogique transmis séparément et reçu sur une entrée dédiée de chaque circuit de commande électronique d'un groupe propulseur, laquelle entrée peut alors être reliée directement à l'entrée de commande de remise à
l'état initial de l'horloge.
On pourra aussi transmettre le signal SYNC sous forme d'une modulation superposée à un bus de puissance électrique (bus d'alimenta tion ou de masse) auquel chaque circuit de commande électronique est relié. Un circuit de démodulation est alors prévu pour reconnaître le signal SYNC et le transmettre à l'unité de traitement logique 22.
Un autre mode de réalisation du processus de synchrophasage est illustré par la figure 7.
Dans ce mode de réalisation, un groupe propulseur est choisi comme "maître", et le ou chaque autre groupe propulseur est "esclave".
Des valeurs de consigne de déphasage d'hélice sont assignées au ou à
chaque groupe propulseur esclave, correspondant au déphasage souhaité
entre l'hélice du groupe propulseur esclave et l'hélice du groupe propulseur maître pour la minimisation du bruit en cabine. Le fonctionnement est le suivant.
Les horloges internes des circuits de commande des groupes propulseurs "maître" et "esclave(s)" sont synchronisées en réponse à la réception de signaux SYNC de commande d'alignement d'horloge de la même façon que décrit plus haut.
13 Dans chaque groupe propulseur la phase d'hélice correspondant au décalage cp entre le signal d'horloge H et celui S issu du capteur, tel que déterminé par le circuit 28 est lue par l'unité de traitement 22 (étape 62 - figures 7a-7b). La phase d'hélice du groupe propulseur maître est émise en permanence sur le réseau de communication de l'avion en tant que phase d'hélice de référence (étape 63, figure 7a).
Dans le ou chaque groupe propulseur esclave, la valeur de phase d'hélice de référence est reçue et acquise (étape 64 - figure 7b) par l'intermédiaire du réseau de communication de l'avion et le déphasage entre l'hélice du groupe propulseur "esclave" et celle du groupe propulseur "maître" est déterminé à partir des deux valeurs de phases disponibles (étape 65 - figure 6b). Le déphasage déterminé est comparé avec la valeur de déphasage de consigne assignée au groupe propulseur "esclave"
(étape 66 - figure 6b). Si l'écart entre les deux déphasages est non nul ou supérieur à une valeur de seuil maximum toléré, une variation momentanée de vitesse de l'hélice du groupe propulseur "esclave" est commandée (étape 67 - figure 6b), afin de ramener cet écart à zéro ou à
une valeur inférieure au seuil maximum toléré, puis la vitesse de l'hélice est ramenée à la valeur correspondant au régime constant en cours. La variation de vitesse est produite par action sur le dispositif de commande de variation de pas de l'hélice.
Comme dans le mode de réalisation précédent, le processus de synchrophasage est réalisé de préférence en permanence tant que les conditions de vol sont stabilisées.
On pourrait toutefois, dans l'un ou l'autre mode de réalisation, déclencher le processus de synchrophasage de façon périodique.
Dans le ou chaque groupe propulseur esclave, la valeur de phase d'hélice de référence est reçue et acquise (étape 64 - figure 7b) par l'intermédiaire du réseau de communication de l'avion et le déphasage entre l'hélice du groupe propulseur "esclave" et celle du groupe propulseur "maître" est déterminé à partir des deux valeurs de phases disponibles (étape 65 - figure 6b). Le déphasage déterminé est comparé avec la valeur de déphasage de consigne assignée au groupe propulseur "esclave"
(étape 66 - figure 6b). Si l'écart entre les deux déphasages est non nul ou supérieur à une valeur de seuil maximum toléré, une variation momentanée de vitesse de l'hélice du groupe propulseur "esclave" est commandée (étape 67 - figure 6b), afin de ramener cet écart à zéro ou à
une valeur inférieure au seuil maximum toléré, puis la vitesse de l'hélice est ramenée à la valeur correspondant au régime constant en cours. La variation de vitesse est produite par action sur le dispositif de commande de variation de pas de l'hélice.
Comme dans le mode de réalisation précédent, le processus de synchrophasage est réalisé de préférence en permanence tant que les conditions de vol sont stabilisées.
On pourrait toutefois, dans l'un ou l'autre mode de réalisation, déclencher le processus de synchrophasage de façon périodique.
Claims (11)
1. Procédé de synchrophasage à régime constant d'hélices de groupes propulseurs d'un avion équipés chacun d'un circuit de commande électronique connecté à un réseau de communication de l'avion, caractérisé en ce que :
- chaque circuit de commande d'un groupe propulseur comporte une horloge délivrant un signal d'horloge à une fréquence représentative d'une vitesse de rotation de l'hélice du groupe propulseur correspondant audit régime constant, - les horloges des circuits de commande sont maintenues sensiblement synchrones par communication via le réseau de communication de l'avion, et - dans chaque groupe propulseur, le décalage entre le signal d'horloge et un signal produit à partir d'un capteur de vitesse de rotation de l'hélice est mesuré et comparé à une valeur de phase d'hélice déterminée assignée au groupe propulseur, et, en fonction du résultat de la comparaison, une variation momentanée de la vitesse de rotation de l'hélice est commandée le cas échéant afin de ramener le décalage mesuré à la valeur déterminée.
- chaque circuit de commande d'un groupe propulseur comporte une horloge délivrant un signal d'horloge à une fréquence représentative d'une vitesse de rotation de l'hélice du groupe propulseur correspondant audit régime constant, - les horloges des circuits de commande sont maintenues sensiblement synchrones par communication via le réseau de communication de l'avion, et - dans chaque groupe propulseur, le décalage entre le signal d'horloge et un signal produit à partir d'un capteur de vitesse de rotation de l'hélice est mesuré et comparé à une valeur de phase d'hélice déterminée assignée au groupe propulseur, et, en fonction du résultat de la comparaison, une variation momentanée de la vitesse de rotation de l'hélice est commandée le cas échéant afin de ramener le décalage mesuré à la valeur déterminée.
2. Procédé de synchrophasage à régime constant d'hélices de groupes propulseurs d'un avion équipés chacun d'un circuit de commande électronique connecté à un réseau de communication de l'avion, caractérisé en ce que :
- chaque circuit de commande d'un groupe propulseur comporte une horloge délivrant un signal d'horloge à une fréquence représentative d'une vitesse de rotation de l'hélice du groupe propulseur correspondant audit régime constant, - les horloges des circuits de commande sont maintenues sensiblement synchrones par communication via le réseau de communication de l'avion, et - dans chaque groupe propulseur, le décalage entre le signal d'horloge et un signal produit à partir d'un capteur de vitesse de rotation de l'hélice est mesuré, - une information représentative du décalage mesuré dans un groupe propulseur "maître" est transmise, via le réseau de communication de l'avion, à l'autre ou à chaque autre groupe propulseur "esclave" en tant que valeur de phase d'hélice de référence, et - dans le ou chaque groupe propulseur esclave l'écart entre le décalage mesuré et la valeur de phase d'hélice de référence est comparé
à une valeur de déphasage d'hélice déterminée assignée au groupe propulseur esclave et, en fonction du résultat de la comparaison, une variation momentanée de la vitesse de rotation de l'hélice du groupe propulseur esclave est commandée le cas échéant afin de ramener l'écart mesuré à la valeur déterminée.
- chaque circuit de commande d'un groupe propulseur comporte une horloge délivrant un signal d'horloge à une fréquence représentative d'une vitesse de rotation de l'hélice du groupe propulseur correspondant audit régime constant, - les horloges des circuits de commande sont maintenues sensiblement synchrones par communication via le réseau de communication de l'avion, et - dans chaque groupe propulseur, le décalage entre le signal d'horloge et un signal produit à partir d'un capteur de vitesse de rotation de l'hélice est mesuré, - une information représentative du décalage mesuré dans un groupe propulseur "maître" est transmise, via le réseau de communication de l'avion, à l'autre ou à chaque autre groupe propulseur "esclave" en tant que valeur de phase d'hélice de référence, et - dans le ou chaque groupe propulseur esclave l'écart entre le décalage mesuré et la valeur de phase d'hélice de référence est comparé
à une valeur de déphasage d'hélice déterminée assignée au groupe propulseur esclave et, en fonction du résultat de la comparaison, une variation momentanée de la vitesse de rotation de l'hélice du groupe propulseur esclave est commandée le cas échéant afin de ramener l'écart mesuré à la valeur déterminée.
3. Procédé selon l'une quelconque des revendications 1 et 2, caractérisé en ce que la synchronisation des horloges des circuits de commande des groupes propulseurs comprend :
- la mémorisation de l'état de l'horloge interne dans chaque circuit de commande de groupe propulseur en réponse à la réception d'un signal de commande de réalignement d'horloges émis par une unité de commande centrale de l'avion, - la transmission par le réseau de communication de l'avion d'une information représentative de l'état mémorisé de l'horloge interne du circuit de commande d'un groupe propulseur prédéterminé au circuit de commande de l'autre ou de chaque autre groupe propulseur en tant qu'état d'horloge de référence, et - dans l'autre ou chaque autre groupe propulseur, l'état d'horloge mémorisé est comparé à l'état d'horloge de référence et, en fonction du résultat de la comparaison, un réalignement temporel de l'horloge est le cas échéant commandé.
- la mémorisation de l'état de l'horloge interne dans chaque circuit de commande de groupe propulseur en réponse à la réception d'un signal de commande de réalignement d'horloges émis par une unité de commande centrale de l'avion, - la transmission par le réseau de communication de l'avion d'une information représentative de l'état mémorisé de l'horloge interne du circuit de commande d'un groupe propulseur prédéterminé au circuit de commande de l'autre ou de chaque autre groupe propulseur en tant qu'état d'horloge de référence, et - dans l'autre ou chaque autre groupe propulseur, l'état d'horloge mémorisé est comparé à l'état d'horloge de référence et, en fonction du résultat de la comparaison, un réalignement temporel de l'horloge est le cas échéant commandé.
4. Procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 3, caractérisé en ce que le signal de commande de réalignement d'horloges est émis au passage d'un régime constant à un autre régime constant.
5. Procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 4, caractérisé en ce que le signal de commande de réalignement d'horloges est émis de façon périodique pendant un régime constant.
6. Procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 5, caractérisé en ce que le signal de commande de réalignement des horloges est transmis à chaque circuit de commande électronique d'un groupe propulseur sous forme de mot numérique sur un bus de données auquel le circuit de commande électronique et l'unité centrale de commande de l'avion sont reliés.
7. Procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 5, caractérisé en ce que le signal de commande de remise à l'état initial des horloges est transmis à chaque circuit de commande électronique d'un groupe propulseur sous forme d'un signal analogique appliqué à une entrée dédiée du circuit de commande électronique.
8. Procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 5, caractérisé en ce que le signal de commande de remise à l'état initial des horloges est transmis à chaque circuit de commande électronique d'un groupe propulseur sous forme d'un signal transmis sur un bus de puissance électrique auquel le circuit de commande électronique et l'unité
de commande centrale de l'avion sont raccordés.
de commande centrale de l'avion sont raccordés.
9. Dispositif pour le synchrophasage à régime constant d'hélices d'un avion ayant plusieurs groupes propulseurs et une unité de commande centrale de l'avion, chaque groupe propulseur comportant un circuit de commande électronique connecté à un réseau de communication de l'avion et des moyens de variation de vitesse de rotation d'hélice, caractérisé en ce que:
chaque circuit de commande électronique d'un groupe propulseur comporte:
- une horloge interne pour délivrer un signal d'horloge à une fréquence prédéterminée représentative d'une vitesse de rotation d'hélice correspondant à un régime constant, - un capteur pour produire un signal représentatif de la vitesse de rotation de l'hélice, - un circuit de mesure du décalage entre le signal d'horloge et le signal produit par le capteur, et - un circuit pour comparer le décalage mesuré avec une valeur de phase d'hélice déterminée assignée au groupe propulseur, et pour produire, le cas échéant, un signal de commande des moyens de variation de la vitesse de rotation d'hélice en fonction du résultat de la comparaison, et en ce que:
- des circuits de synchronisation sont prévus pour synchroniser les horloges par communication via le réseau de communication de l'avion en réponse à la réception d'un signal de commande de réalignement d'horloges émis par l'unité de commande centrale de l'avion.
chaque circuit de commande électronique d'un groupe propulseur comporte:
- une horloge interne pour délivrer un signal d'horloge à une fréquence prédéterminée représentative d'une vitesse de rotation d'hélice correspondant à un régime constant, - un capteur pour produire un signal représentatif de la vitesse de rotation de l'hélice, - un circuit de mesure du décalage entre le signal d'horloge et le signal produit par le capteur, et - un circuit pour comparer le décalage mesuré avec une valeur de phase d'hélice déterminée assignée au groupe propulseur, et pour produire, le cas échéant, un signal de commande des moyens de variation de la vitesse de rotation d'hélice en fonction du résultat de la comparaison, et en ce que:
- des circuits de synchronisation sont prévus pour synchroniser les horloges par communication via le réseau de communication de l'avion en réponse à la réception d'un signal de commande de réalignement d'horloges émis par l'unité de commande centrale de l'avion.
10. Dispositif pour le synchrophasage à régime constant d'hélices d'un avion ayant plusieurs groupes propulseurs et une unité de commande centrale de l'avion, chaque groupe propulseur comportant un circuit de commande électronique connecté à un réseau de communication de l'avion et des moyens de variation de vitesse de rotation d'hélice, caractérisé en ce que:
chaque circuit de commande électronique d'un groupe propulseur comporte:
- une horloge interne pour délivrer un signal d'horloge à une fréquence prédéterminée représentative d'une vitesse de rotation d'hélice correspondant à un régime constant, - un capteur pour produire un signal représentatif de la vitesse de rotation de l'hélice, et - un circuit de mesure du décalage entre le signal d'horloge et le signal produit par le capteur, - le circuit de commande électronique d'un groupe propulseur "maître" prédéterminé comportant en outre un circuit permettant de transmettre via le réseau de communication de l'avion une information de phase d'hélice de référence représentative du décalage mesuré par le circuit de commande du groupe propulseur "maître", et - le ou chaque circuit de commande électronique du ou de chaque autre groupe propulseur "esclave" comportant en outre un circuit pour comparer l'écart entre le décalage mesuré par ce circuit de commande et l'information de phase d'hélice de référence reçue via le circuit de communication de l'avion avec une valeur de déphasage d'hélice déterminée, et pour produire, le cas échéant, un signal de commande des moyens de variation de la vitesse de rotation d'hélice en fonction du résultat de la comparaison, et en ce que:
- des circuits de synchronisation sont prévus pour synchroniser les horloges par communication via le réseau de communication de l'avion en réponse à la réception d'un signal de commande de réalignement d'horloges émis par l'unité de commande centrale de l'avion.
chaque circuit de commande électronique d'un groupe propulseur comporte:
- une horloge interne pour délivrer un signal d'horloge à une fréquence prédéterminée représentative d'une vitesse de rotation d'hélice correspondant à un régime constant, - un capteur pour produire un signal représentatif de la vitesse de rotation de l'hélice, et - un circuit de mesure du décalage entre le signal d'horloge et le signal produit par le capteur, - le circuit de commande électronique d'un groupe propulseur "maître" prédéterminé comportant en outre un circuit permettant de transmettre via le réseau de communication de l'avion une information de phase d'hélice de référence représentative du décalage mesuré par le circuit de commande du groupe propulseur "maître", et - le ou chaque circuit de commande électronique du ou de chaque autre groupe propulseur "esclave" comportant en outre un circuit pour comparer l'écart entre le décalage mesuré par ce circuit de commande et l'information de phase d'hélice de référence reçue via le circuit de communication de l'avion avec une valeur de déphasage d'hélice déterminée, et pour produire, le cas échéant, un signal de commande des moyens de variation de la vitesse de rotation d'hélice en fonction du résultat de la comparaison, et en ce que:
- des circuits de synchronisation sont prévus pour synchroniser les horloges par communication via le réseau de communication de l'avion en réponse à la réception d'un signal de commande de réalignement d'horloges émis par l'unité de commande centrale de l'avion.
11. Dispositif selon l'une quelconque des revendications 9 et 10, caractérisé en ce que:
- chaque circuit de commande électronique d'un groupe propulseur comporte des moyens pour mémoriser l'état de son horloge interne en réponse à la réception du signal de commande de réalignement d'horloges, - le circuit de commande électronique d'un groupe propulseur particulier comporte un circuit permettant de transmettre sur le réseau de communication de l'avion une information d'état d'horloge de référence représentative de l'état mémorisé de l'horloge de ce circuit de commande électronique, et - le ou chaque circuit de commande électronique du ou de chaque autre groupe propulseur comprend des moyens pour comparer l'état mémorisé de son horloge avec l'information représentative de l'état d'horloge de référence reçue via le réseau de communication de l'avion, et pour commander, le cas échéant, un réalignement temporel de son horloge en fonction du résultat de la comparaison.
- chaque circuit de commande électronique d'un groupe propulseur comporte des moyens pour mémoriser l'état de son horloge interne en réponse à la réception du signal de commande de réalignement d'horloges, - le circuit de commande électronique d'un groupe propulseur particulier comporte un circuit permettant de transmettre sur le réseau de communication de l'avion une information d'état d'horloge de référence représentative de l'état mémorisé de l'horloge de ce circuit de commande électronique, et - le ou chaque circuit de commande électronique du ou de chaque autre groupe propulseur comprend des moyens pour comparer l'état mémorisé de son horloge avec l'information représentative de l'état d'horloge de référence reçue via le réseau de communication de l'avion, et pour commander, le cas échéant, un réalignement temporel de son horloge en fonction du résultat de la comparaison.
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR0510435A FR2892091B1 (fr) | 2005-10-13 | 2005-10-13 | Procede et dispositif pour le synchrophasage d'helices d'un avion a plusieurs groupes propulseurs |
| FR0510435 | 2005-10-13 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CA2564376A1 CA2564376A1 (fr) | 2007-04-13 |
| CA2564376C true CA2564376C (fr) | 2013-05-28 |
Family
ID=36658616
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CA2564376A Active CA2564376C (fr) | 2005-10-13 | 2006-10-12 | Procede et dispositif pour le synchrophasage d'helices d'un avion a plusieurs groupes propulseurs |
Country Status (3)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US7611329B2 (fr) |
| CA (1) | CA2564376C (fr) |
| FR (1) | FR2892091B1 (fr) |
Families Citing this family (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CA2683252C (fr) * | 2007-04-11 | 2014-12-16 | Bell Helicopter Textron Inc. | Procede destine a supprimer les vibrations dans un aeronef a rotors basculants |
| FR2934245B1 (fr) * | 2008-07-24 | 2010-10-01 | Airbus France | Aeronef comprenant un moteur commande par synchrophasage |
| US20170267338A1 (en) | 2014-10-01 | 2017-09-21 | Sikorsky Aircraft Corporation | Acoustic signature variation of aircraft utilizing a clutch |
| EP3201077B1 (fr) | 2014-10-01 | 2020-05-20 | Sikorsky Aircraft Corporation | Aéronef à voilure tournante et à deux rotors |
| US10059432B1 (en) * | 2017-02-22 | 2018-08-28 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Single lever control in twin turbopropeller aircraft |
Family Cites Families (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3007529A (en) * | 1956-12-24 | 1961-11-07 | Gen Motors Corp | Synchronizing and synchrophasing system for propellers |
| US3515961A (en) * | 1966-01-21 | 1970-06-02 | Honeywell Inc | Synchronizing apparatus for a closed loop servo system |
| US5551649A (en) * | 1989-10-20 | 1996-09-03 | Fokker Aircraft B.V. | Propeller blade position controller |
| GB9017598D0 (en) * | 1990-08-10 | 1990-09-26 | Dowty Aerospace Gloucester | A propeller control system |
| US5224304A (en) * | 1991-11-07 | 1993-07-06 | Speedfam Corporation | Automated free abrasive machine for one side piece part machining |
| US5453943A (en) * | 1994-02-18 | 1995-09-26 | United Technologies Corporation | Adaptive synchrophaser for reducing aircraft cabin noise and vibration |
| US5789678A (en) * | 1996-10-22 | 1998-08-04 | General Electric Company | Method for reducing noise and/or vibration from multiple rotating machines |
-
2005
- 2005-10-13 FR FR0510435A patent/FR2892091B1/fr active Active
-
2006
- 2006-10-12 US US11/546,247 patent/US7611329B2/en active Active
- 2006-10-12 CA CA2564376A patent/CA2564376C/fr active Active
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| US20070084963A1 (en) | 2007-04-19 |
| US7611329B2 (en) | 2009-11-03 |
| CA2564376A1 (fr) | 2007-04-13 |
| FR2892091B1 (fr) | 2008-01-18 |
| FR2892091A1 (fr) | 2007-04-20 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CA2564376C (fr) | Procede et dispositif pour le synchrophasage d'helices d'un avion a plusieurs groupes propulseurs | |
| EP3207223B1 (fr) | Architecture d'un systeme propulsif d'un helicoptere comprenant un turbomoteur hybride et un systeme de reactivation de ce turbomoteur hybride | |
| EP1993908B1 (fr) | Procede et dispositif de commande de la poussee d'un aeronef multimoteur | |
| EP3109155B1 (fr) | Procede de regulation d'une installation motrice trimoteur pour un aeronef a voilure tournante | |
| CA2587067C (fr) | Dispositif d'alimentation en energie electrique d'un aeronef | |
| EP2886456B1 (fr) | Procédé de gestion d'une installation motrice destinée à un aéronef à voilure tournante | |
| CA2853195C (fr) | Procede et systeme de regulation de puissance en cas de defaillance d'au moins un moteur d'aeronef | |
| EP3109156B1 (fr) | Procede de regulation d'une installation motrice trimoteur pour un aeronef a voilure tournante | |
| EP3186489B1 (fr) | Dispositif et procédé de démarrage d'une turbine à gaz, procédé de régulation de la vitesse de rotation d'une turbine à gaz, et turbine à gaz et turbomoteur associés | |
| CA2721378A1 (fr) | Procede et dispositif de mise en oeuvre des inverseurs de poussee d'un aeronef | |
| EP3123008B1 (fr) | Turbomoteur comprenant un dispositif de couplage mécanique commandé, hélicoptère equipé d'un tel turbomoteur et procédé d'optimisation du régime de super-ralenti a puissance nulle d'un tel hélicoptère | |
| WO2006003278A1 (fr) | Procede pour regler au moins un rotor deficient d'un giravion | |
| EP2508735B1 (fr) | Procédé et dispositif pour la commande du régime des moteurs d'un aéronef au cours d'une phase de décollage | |
| EP2585369B1 (fr) | Système de simulation temps réel de l'environnement d'un moteur d'aéronef | |
| FR2934065A1 (fr) | Dispositif pour la determination de la position d'une manette des gaz dans un aeronef | |
| FR2990002A1 (fr) | Turbomachine comportant un systeme de surveillance comprenant un module d'engagement d'une fonction de protection de la turbomachine et procede de surveillance | |
| CA2259676C (fr) | Systeme de commande de moteur pour aeronef | |
| CA3201567A1 (fr) | Systeme propulsif hybride pour un helicoptere | |
| FR2582614A1 (fr) | Commande d'helices contrarotatives d'avion | |
| FR3055418A1 (fr) | Procede de test integre du fonctionnement electrique de l'inversion de poussee d'un turboreacteur d'un aeronef, et systeme associe | |
| EP1505280B1 (fr) | Procédé et dispositif pour l'alimentation des turboréacteurs d'un aéronef en vol automatique | |
| WO2022171958A1 (fr) | Aeronef vtol a quatre rotors en croix et procede de gestion d'atterrissage d'urgence associe | |
| WO2020188206A1 (fr) | Procede de controle du freinage des roues d'un avion et controleur de freinage de roues associe | |
| EP3251945A1 (fr) | Procede d'optimisation des parametres de decollage d'un aeronef | |
| EP3868659A1 (fr) | Dispositif de surveillance d'une marge de poussee pour giravion, giravion associe et procede correspondant |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| EEER | Examination request |