EP2558702A1 - Système de commande d'un dispositif électrique d'une nacelle - Google Patents

Système de commande d'un dispositif électrique d'une nacelle

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Publication number
EP2558702A1
EP2558702A1 EP11719596A EP11719596A EP2558702A1 EP 2558702 A1 EP2558702 A1 EP 2558702A1 EP 11719596 A EP11719596 A EP 11719596A EP 11719596 A EP11719596 A EP 11719596A EP 2558702 A1 EP2558702 A1 EP 2558702A1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
control
electrical
electric drive
drive unit
energy
Prior art date
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Withdrawn
Application number
EP11719596A
Other languages
German (de)
English (en)
Inventor
Hakim Maalioune
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Safran Nacelles SAS
Original Assignee
Aircelle SA
Priority date (The priority date 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 date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Aircelle SA filed Critical Aircelle SA
Publication of EP2558702A1 publication Critical patent/EP2558702A1/fr
Withdrawn legal-status Critical Current

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    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K1/00—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
    • F02K1/54—Nozzles having means for reversing jet thrust
    • F02K1/76—Control or regulation of thrust reversers
    • F02K1/763—Control or regulation of thrust reversers with actuating systems or actuating devices; Arrangement of actuators for thrust reversers
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/60—Application making use of surplus or waste energy
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/90—Braking
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/90—Braking
    • F05D2260/903—Braking using electrical or magnetic forces
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Definitions

  • the present invention relates to a control system of an electrical device of a nacelle of an aircraft.
  • the invention also relates to a nacelle comprising such a system and a method implemented by such a system.
  • An aircraft is driven by several turbojet engines each housed in a nacelle also housing a set of ancillary actuating devices related to its operation and providing various functions when the turbojet engine is in operation or stopped.
  • ancillary actuating devices include, in particular, a mechanical thrust reversal system.
  • a nacelle generally has a tubular structure comprising an air inlet upstream of the turbojet engine, a median section intended to surround a fan of the turbojet engine, a downstream section housing the thrust reverser means and intended to surround the engine room. combustion of turbojet engine and, generally terminated by an ejection nozzle located downstream of the turbojet engine.
  • This nacelle is intended to house a turbofan engine capable of generating through the blades of the rotating fan a flow of hot air from the combustion chamber of the turbojet engine, and a flow of cold air circulating outside the turbojet engine through an annular vein.
  • the thrust reversal device is, during landing of the aircraft, intended to improve the braking capacity thereof by redirecting forward at least a portion of the thrust generated by the turbojet engine.
  • the thrust reverser device obstructs the stream of cold air flow and directs the latter towards the front of the nacelle, thereby generating a counter-thrust which is added to the braking of the wheels of the aircraft, the means implemented to achieve this reorientation of the cold air flow vary depending on the type of inverter.
  • An embodiment of the latter provides that it comprises at least one movable element between a closed position (phase stow in anglosaxon pathology) and an open position (deploy phase in English terminology) cooperating in the open position to produce the thrust reversal and at least one set of electromechanical actuators for maneuvering the displaceable element between them. closing and opening positions.
  • the displaceable element may be, in non-limiting examples, a nacelle cover, doors and / or inversion flaps upstream or downstream of the nacelle cover.
  • the assembly of electromechanical actuators comprises, in turn, essentially electrical actuators for actuating the movable elements and at least one electrical lock, called primary lock.
  • the set of electromechanical actuators for manipulating the movable elements between their positions of closing and opening of the thrust reverser are thus actuated by at least one rotating electrical machine according to the system design and driven by at least one housing electronic control type ETRAS (acronym for Electrical Thrust Reverser Actuation Controller in English terminology) electrically connected to a motor control unit type FADEC (acronym for Full Authority Digital Engine Control in English terminology) for controlling and monitoring the corresponding turbojet.
  • ETRAS electronic Thrust Reverser Actuation Controller in English terminology
  • FADEC acronym for Full Authority Digital Engine Control in English terminology
  • the power components related to the control must then include a plate to dissipate the energy.
  • this platinum significantly impacts the mass of electronics and complicates the assembly of electronic components on the corresponding cards.
  • the d issi pation may also pose problems of oversizing of the electronic control unit taking into account the amount of energy released.
  • An object of the present invention is to overcome these disadvantages.
  • Another object of the present invention is to optimize the management and distribution of electrical energy in a nacelle and the overall energy efficiency of the nacelle.
  • Another object of the present invention is to increase the reliability of the electronic control unit of the devices of the nacelle and to reduce their mass.
  • the invention proposes a control system of an electrical device of a nacelle, said device comprising at least one element displaceable towards a closed position and towards an extended position, the control system comprising at least one member electromechanical actuator of said displaceable member, an electric drive unit of said electromechanical actuator and a control and control unit adapted to control the electric drive unit to move the movable member to the closed position and or towards the deployed position, characterized in that it further comprises a system for recovering a braking energy from said electric drive unit when the displaceable element is moved towards the closed position and / or towards the deployed position.
  • control system reuses the braking energy of the drive unit as a source of motive power.
  • a control system according to the invention may comprise one or more of the following characteristics, taken in isolation or in combination technically possible:
  • the energy recovery system comprises at least one electrical circuit comprising an electrical storage device connected to the electric drive unit;
  • the energy recovery system comprises two identical electrical circuits each comprising at least one electrical storage device connected to the electric drive unit;
  • each circuit further comprises a two-state switch, one of the two states being adapted to connect the electric drive unit to the energy storage device;
  • control and control unit is able to control a braking energy recovery circuit as long as the maximum load of the energy storage device or devices is not reached and to control a dissipation circuit of braking energy when the maximum load of the energy storage device (s) is reached;
  • control and control unit is able to control a motor circuit in which the stored braking energy is discharged before electrical sampling on an external power supply network;
  • control and control unit is able to control a circuit in which braking energy is dissipated in the electric drive unit;
  • the energy storage device is a capacitor, a supercapacitor or an ultra capacitor
  • the electrical device is a thrust reverser device.
  • the invention also relates to a nacelle comprising at least one electrical device and a control system as mentioned above.
  • the invention furthermore relates to a control method implemented by a control system as mentioned above comprising a step according to which the electric brake energy of the electric drive unit is recovered during the moving the displaceable member to the closed position and / or the deployed position.
  • a method according to the invention may comprise the following characteristic: the device being a thrust reverser device, the electrical braking energy of the electric drive unit is recovered during the displacement of the displaceable element towards the direct jet closure position of said thrust reverser device and / or to the inverted jet deployed position of said thrust reverser.
  • FIG. 1 is a sectional view of an embodiment of a thrust reverser device
  • FIG. 2 represents a block diagram of a control system of a thrust reverser device of an aircraft according to one embodiment of the present invention
  • a nacelle 1 comprises an electric thrust reverser device, designated by the general reference 2.
  • This thrust reverser device 2 comprises at least one movable element between a closing position (stow phase in English terminology) and an open position (deploy phase in English terminology) cooperating in a position of opening to the production of thrust reversal.
  • the displaceable elements are a movable cover 3 movable between, on the one hand, an extended position in which it opens in the nacelle a passage for the flow of deflected air and, secondly, a retracted position in which it closes the passage.
  • deflection grids 5 associated with second displaced elements, namely inversion flaps 4 upstream of the hood 3, the hood 3 having only a simple function of sliding intended to discover or cover these deflection grids 5.
  • the inversion flaps 4 in turn, form locking doors that can be activated by the sliding of the hood 3 generating a closing the cold flow stream 6 downstream of the grids 5, so as to optimize the reorientation of the cold air flow.
  • the thrust reverser device is in no way limited to that shown in this figure and can be any known thrust reverser device, in particular a thrust reverser device with doors or flaps. inversion downstream of the nacelle hood.
  • the control system of the displaceable elements 3,4 is currently composed of at least one set of electromechanical actuators (not shown) for manipulating the displaceable elements 3,4 between their positions of closing and opening of the device. thrust reversal 2.
  • the set of electromechanical actuators essentially comprises electric actuators intended to actuate the displaceable elements 3,4, at least one electric lock, called the primary lock, for retaining each movable element 3,4, and state detectors and sensors. actuators and movable elements of the thrust reverser device.
  • the sensors may include position and / or proximity sensors.
  • the thrust reverser device may comprise, in known manner, also secondary and tertiary electrical locks.
  • a drive power unit 10 illustrated in Figure 2 is coupled to the electromechanical actuators via one or more flexible transmission shafts.
  • This drive power unit 10 comprises at least one rotating electrical machine.
  • the electromechanical actuators are driven by at least one electronic control unit 20 of the ETRAS type (acronym for Electrical Thrust Reverser Actuation Controller in English terminology) electrically connected to an engine control unit.
  • ETRAS Electrical Thrust Reverser Actuation Controller in English terminology
  • FADEC Full Authority Digital Engine Control in Anglo-Saxon terminology
  • This electronic control unit 20 is a computer dedicated to the nacelle or a part thereof (movable element or specific operating member, for example) intended in particular to translate the opening or closing orders of the thrust reverser issued by the FADEC into control sequences of the displaced elements and corresponding electromechanical actuators and, secondly, to inform the FADEC of the state of the actuators and the position of the movable elements.
  • this electronic control unit 20 comprises a control and control unit 30 able to control the rotating electrical machine 10, thanks to a computer and an associated control log.
  • the rotating electrical machine 10 is a reversible alternator which operates in alternator mode, that is to say as an electric generator and in starter mode, ie in an electric motor for driving the corresponding electromechanical actuators viad es a rb transmission.
  • This electric motor conventionally comprises a stator surrounding a wound rotor, the assembly being mounted coaxially.
  • This motor can be any type of electric motor known and will not be described in detail later.
  • the engine 10 switches from the engine mode to the direct jet and reverse jet generator mode of the reversing device. 2, that is to say when the movable elements 3, 4 pass from a closing position to an opening position and vice versa.
  • the mode change of the electric motor 10 is detected by the control unit 30 by the sign reversal of the current at the terminals of the electric motor 10.
  • the electrical supply circuit of the aircraft comprises a power supply unit connected to at least one power supply input 130.
  • It is a unit that is mainly intended to manage the power supply of the electric devices of the nacel l e 1 and, in particular, the operating members of the displaceable elements 3,4 of the thrust reverser 2 and the electric motor 10.
  • This unit is connected to the control and control unit 30 via a power supply bus 101.
  • It comprises one or more power supply inputs 130 connected via a line 131 to the electrical network 130 of the aircraft.
  • the power supply unit can thus receive an alternating input voltage of typically 1 volt from the mains or a low continuous voltage of 28 volts.
  • the power supply unit straighten and filter this current to deliver a DC voltage to the control and control unit 30. motor 10, via the power bus 101.
  • the power supply unit thus transforms and adapts the electrical signal from the aircraft network to provide a regulated DC voltage (from 1 volts to about 270 volts DC) to power the electric motor 10. operating devices of the thrust reverser device 2.
  • the power supply unit can also, if necessary, control a discharge resistor of the electric motor or motors of the nacelle 1.
  • the power supply circuit further comprises a system for recovering the braking energy 100 of the electric motor 1 0 when it is in the operating mode. generator during the displacement of the movable elements 3,4 towards their closed position and / or to their deployed position in direct jet and inverted jet of the thrust reverser device 2.
  • This braking energy recovery system 100 comprises two circuits 1 10, 120 said parallel electrical, respectively, circuit primary 1 10 and secondary circuit 120, the two circuits 1 10,120 being connected to the power bus 101 and the ground M.
  • the primary circuit 1 1 it comprises at least one electrical energy storage device 1 12 mounted between the mass M and a primary switch 1 1 1 adapted to connect the electric motor 10 to the energy storage device 1 12 .
  • the electrical energy storage device 1 12 may be formed of a capacitor, by a supercapacitor or double-layer capacitor formed of capacitive cells in series or else by an ultra capacitor, the supercapacitor and the ultra capacitor. having a higher energy storage characteristic than a conventional capacitor.
  • this primary circuit 1 10 is also connected the power supply input 1 30 voltage of the aircraft network, this voltage being previously rectified and filtered by appropriate means present in the power supply unit.
  • the secondary circuit 120 in one embodiment of the present invention, it comprises elements identical to those of the primary circuit 1 10.
  • the secondary switch 121 comprises a secondary switch 121 and a secondary storage device 122 having one terminal connected to ground and another terminal connected to the switch 121.
  • the secondary switch 121 is thus adapted to connect the electric motor 10 to the energy storage device 122.
  • One embodiment of a control logic circuit of the control and control unit 30 of the electric motor 10 is as follows.
  • the control and control unit 30 of the electric motor 10 of the thrust reverser device 2 is able to manage a motor control circuit as well as two control circuits known as braking energy recovery and energy recovery. braking.
  • control and control unit 30 associates an inverter 31 with the electric motor 10.
  • This inverter 31 is a rectifier bridge that rectifies the alternating current of the rotor of the motor 1 0 which also serves as a bridge for controlling the phases of the alternator.
  • the control and control unit controls the circuit braking energy recovery, that is to say that it drives the inverter to operate the engine in generator mode and it controls the storage of the braking energy of the motor 10 in the device of secondary energy storage 122.
  • the switch 1 1 1 of the primary circuit is moved to a position allowing the opening of the primary circuit 1 10.
  • the voltage across the motor 10 increases to a permissible value and the secondary energy storage device 122 is charged during the braking period of the motor. engine.
  • the secondary energy storage device 222 is charged to its maximum load, which is monitored by the control software of the control and monitoring unit 30.
  • control and control unit can control a residual energy recovery and heat dissipation circuit.
  • the energy storage devices are dimensioned so as to support all the phases of the thrust reverser device without using an auxiliary discharge system.
  • the control and control unit causes the change of the position of the secondary switch 121 which moves to turn on the secondary energy storage device 122, shown in full lines in FIG.
  • the power unit then returns the residual energy in a discharge resistor to dissipate the residual energy.
  • the energy restoration circuit is not controlled.
  • the control and command unit controls the circuit motor, that is to say it controls the consumption of electrical energy stored in primary energy storage devices 1 12 and secondary 122.
  • the discharge of the primary energy storage device 1 12 may take place before or after that of the secondary energy storage device 122.
  • the piloting law is such that it offers the advantage of overcoming problems of excessive current pumping as well as thermal overheating.
  • control system has additional energy in addition to that from the power supply inputs and in particular the aircraft network 130.
  • the unit of control and control 30 can command to charge the primary storage device 1 12 through the energy of the network of the aircraft 130.
  • control and control unit can control the evacuation of the energy. residual brake of the generator mode engine 10 that should have been stored in the primary and secondary energy storage devices 1 12 and 122.
  • the control system according to the invention has high power resources available immediately and adapts perfectly to short duty cycles such as those of a thrust reverser.
  • control system allows the iss isser electrical powers to absorb potential power peaks.

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Abstract

L'invention concerne un système de commande d'un dispositif électrique (2) d'une nacelle, ledit dispositif (2) comprenant au moins un élément déplaçable (3,4) vers une position de fermeture et vers une position déployée, le système de commande comprenant au moins un organe électromécanique d'actionnement dudit élément déplaçable, une unité d'entraînement électrique (10) dudit organe électromécanique d'actionnement et une unité de commande et de contrôle (30) adaptée pour commander l'unité d'entraînement électrique (10) pour déplacer l'élément déplaçable vers la position de fermeture et/ou vers la position déployée caractérisé en ce qu'il comprend, en outre, un système (100) de récupération d'une énergie de freinage de ladite unité d'entraînement électrique (10) lors du déplacement de l'élément déplaçable vers la position de fermeture et/ou vers la position déployée.

Description

Système de commande d'un dispositif électrique d'une nacelle
La présente invention concerne un système de commande d'un dispositif électrique d'une nacelle d'un aéronef. L'invention concerne également une nacelle comportant un tel système et un procédé mis en œuvre par un tel système.
Un avion est mû par plusieurs turboréacteurs logés chacun dans une nacelle abritant également un ensemble de dispositifs d'actionnement annexes lié à son fonctionnement et assurant diverses fonctions lorsque le turboréacteur est en fonctionnement ou à l'arrêt.
Ces dispositifs d'actionnement annexes comprennent, notamment, un système mécanique d'inversion de poussée.
Plus précisément, une nacelle présente généralement une structure tubulaire comprenant une entrée d'air en amont du turboréacteur, une section médiane destinée à entourer une soufflante du turboréacteur, une section aval abritant les moyens d'inversion de poussée et destinés à entourer la chambre de combustion de turboréacteur et, généralement terminée par une tuyère d'éjection située en aval du turboréacteur.
Cette nacelle est destinée à abriter un turboréacteur double flux apte à générer par l'intermédiaire des pales de la soufflante en rotation un flux d'air chaud, issu de la chambre de la combustion du turboréacteur, et un flux d'air froid qui circule à l'extérieur du turboréacteur à travers une veine annulaire.
Le dispositif d'inversion de poussée est, lors de l'atterrissage de l'aéronef, destiné à améliorer la capacité de freinage de celui-ci en redirigeant vers l'avant au moins une partie de la poussée générée par le turboréacteur.
Dans cette phase, le dispositif d'inversion de poussée obstrue la veine de flux d'air froid et dirige ce dernier vers l'avant de la nacelle, générant de ce fait une contre-poussée qui vient s'ajouter au freinage des roues de l'aéronef, les moyens mis en œuvre pour réaliser cette réorientation du flux d'air froid varient suivant le type d'inverseur.
Différents types de d ispos itifs d'inversion de poussée sont généralement connus.
Un mode de réalisation de ce dernier prévoit qu'il comprend au moins un élément déplaçable entre une position de fermeture (phase stow en teminologie anglosaxonne) et une position d'ouverture (phase deploy en terminologie anglosaxonne) coopérant en position d'ouverture à la production de l'inversion de poussée et au moins un ensemble d'organes de manœuvre électromécaniques pour manœuvrer l'élément déplaçable entre les positions de fermeture et d'ouverture.
L'élément déplaçable peut être, dans des exemples non limitatifs, un capot de nacelle, des portes et/ou des volets d'inversion en amont ou en aval du capot de la nacelle.
L'ensemble des organes de manœuvre électromécaniques comporte, quant à lui, essentiellement des actionneurs électriques destinés à actionner les éléments déplaçables et au moins un verrou électrique, appelé verrou primaire.
Un aspect important de ces nacelles util isant des dispositifs électriques est la gestion du contrôle et de la commande de ces différents dispositifs de la nacelle.
L'ensemble des organes de manoeuvre électromécaniques pour manoeuvrer les éléments déplaçables entre leurs positions de fermeture et d'ouverture de l'inverseur de poussée sont ainsi actionnés par au moins une machine électrique tournante selon la conception du système et pilotés par au moins un boîtier électronique de commande de type ETRAS (acronyme de Electrical Thrust Reverser Actuation Controller en terminologie anglo-saxonne) relié électriquement à une unité de contrôle moteur de type FADEC (acronyme de Full Authority Digital Engine Control en terminologie anglo-saxonne) destinée à contrôler et surveiller le turboréacteur correspondant.
On constate que, en jet d irect et en jet inversé, la machine électrique tournante passe en mode moteur pour son démarrage afin de vaincre les d ifférents efforts du système du type frottements et efforts aérodynamiques et, en fin de course des éléments déplaçables, elle passe en mode générateur.
L'énergie de la machine électrique tournante électrique liée au freinage lorsque celle-ci devient génératrice est alors contrecarrée pu is dissipée dans un élément de décharge tel qu'une résistance de décharge.
Or, la dissipation peut poser des problèmes thermiques.
Les composants de puissance liés au contrôle (transistor de puissance, recopie d'état, par exemple) doivent alors comporter une platine pour dissiper l'énergie. Or, cette platine impacte significativement la masse de l'électronique et complexifie l'assemblage des composants électroniques sur les cartes correspondantes.
La d iss i pation peut ég a l em ent poser d es probl èm es de surdimensionnement du boîtier électronique de commande compte tenu de la quantité d'énergie dégagée.
Un but de la présente invention est de remédier à ces inconvénients.
Un autre but de la présente invention est d'optimiser la gestion et la distribution de l'énergie électrique dans une nacelle ainsi que le rendement énergétique globale de la nacelle.
Il est également désirable de diminuer le prélèvement d'énergie électrique sur le réseau d'alimentation de l'aéronef compte tenu de la masse significative des harnais et l'optimisation du cœur électrique de l'aéronef.
Un autre but de la présente invention est d'augmenter la fiabilité du boîtier électronique de commande des dispositifs de la nacelle et d'en réduire la masse.
A cet effet, l'invention propose un système de commande d'un dispositif électrique d'une nacelle, ledit dispositif comprenant au moins un élément déplaçable vers une position de fermeture et vers une position déployée, le système de commande comprenant au moins un organe électromécanique d'actionnement dudit élément déplaçable, une unité d'entraînement électrique dudit organe électromécanique d'actionnement et une unité de commande et de contrôle adaptée pour commander l'unité d'entraînement électrique pour déplacer l'élément déplaçable vers la position de fermeture et/ou vers la position déployée caractérisé en ce qu'il comprend, en outre, un système de récupération d'une énergie de freinage de ladite unité d'entraînement électrique lors du déplacement de l'élément déplaçable vers la position de fermeture et/ou vers la position déployée.
Grâce à la présente invention, le système de commande réutilise l'énergie de freinage de l'unité d'entraînement en tant que source d'énergie motrice.
On diminue ainsi le prélèvement d'énergie électrique sur le réseau d'alimentation de l'aéronef et on optimise la gestion de l'énergie de la nacelle. Selon des modes particuliers de réalisation de l'invention, un système de commande selon l'invention peut comprendre une ou plusieurs des caractéristiques suivantes, prises isolément ou en combinaison techniquement possibles :
- le système de récupération d'énergie comprend au moins un circuit électrique comprenant un dispositif de stockage électrique relié à l'unité d'entraînement électrique ;
- le système de récupération d'énergie comprend deux circuits électriques identiques comprenant, chacun, au moins un dispositif de stockage électrique relié à l'unité d'entraînement électrique ;
- chaque circuit comprend, en outre, un commutateur à deux états, l'un des deux états étant adapté pour connecter l'unité d'entraînement électrique au dispositif de stockage d'énergie ;
- l'unité de commande et de contrôle est apte à commander un circuit de récupération d'énergie de freinage tant que la charge maximale du ou des dispositifs de stockage d'énergie n'est pas atteinte et à commander un circuit de dissipation d'énergie de freinage lorsque la charge maximale du ou des dispositifs de stockage d'énergie est atteinte ;
- l'unité de commande et de contrôle est apte à commander un circuit moteur dans lequel l'énergie de freinage stockée est déchargée avant prélèvement électrique sur un réseau d'alimentation électrique externe ;
- l'unité de commande et de contrôle est apte à commander un circuit dans lequel on dissipe d'énergie de freinage dans l'unité d'entraînement électrique ;
- le dispositif de stockage d 'énerg ie électriq ue e st u n condensateur, un super condensateur ou un ultra condensateur ;
- le dispositif électrique est un dispositif d'inversion de poussée. L'invention concerne également une nacelle comprenant au moins un dispositif électrique et un système de commande tel que précité.
L'invention concerne, en outre, un procédé de commande mis en œuvre par un système de commande tel que précité comprenant une étape selon laq uel le on récupère l 'énerg ie électrique de freinage de l 'u n ité d'entraînement électrique lors du déplacement de l'élément déplaçable vers la position de fermeture et/ou vers la position déployée.
Selon des modes particuliers de réal isation de l'invention, un procédé selon l'invention peut comprendre la caractéristique suivante : le dispositif étant un dispositif d'inversion de poussée, on récupère l'énergie électrique de freinage de l'unité d'entraînement électrique lors du déplacement de l'élément déplaçable vers la position de fermeture en jet direct dudit dispositif d'inversion de poussée et et/ou vers la position déployée en jet inversé dudit dispositif d'inversion de poussée.
D'autres caractéristiques, buts et avantages de la présente invention, apparaîtront à la lecture de la description détaillée qui va suivre, selon les modes de réalisation donnés à titre d'exemples non limitatifs, et en référence aux dessins annexés sur lesquels :
- la figure 1 est une vue en coupe d'un mode de réalisation d'un dispositif d'inversion de poussée ;
- la figure 2 représente un schéma fonctionnel d'un système de commande d'un dispositif d'inversion de poussée d'un aéronef selon un mode de réalisation de la présente invention ;
En référence à la figure 1 , une nacelle 1 comprend un dispositif d'inversion de poussée électrique, désigné par la référence générale 2.
Ce dispositif d'inversion de poussée 2 comprend au moins un élément déplaçable entre u ne position de fermetu re (phase stow en terminologie anglo-saxonne) et une position d'ouverture (phase deploy en terminologi anglo-saxonne) coopérant en position d'ouverture à la production de l'inversion de poussée.
Dans un mode de réalisation non limtitatif de la figu re 1 d'un d ispositif d'inversion de poussée à g ril les de déviation, les éléments déplacables sont un capot 3 mobile déplaçable entre, d'une part, une position déployée dans laquelle il ouvre dans la nacelle un passage destiné au flux d'air dévié et, d'autre part, une position d'escamotage dans laquelle il ferme ce passage.
La réorientation du flux d'air est effectuée par des grilles de déviation 5, associées à des second éléments déplaçâ es, à savoir des volets d'inversion 4 en amont du capot 3, le capot 3 n'ayant qu'une simple fonction de coulissage visant à découvrir ou recouvrir ces grilles de déviation 5.
Les volets d'inversion 4, quant à eux, forment des portes de blocage pouvant être activées par le coulissement du capot 3 engendrant une fermeture de la veine de flux froid 6 en aval des grilles 5, de manière à optimiser la réorientation du flux d'air froid.
Il est à noter que le dispositif d'inversion de poussée n'est aucunement limité a celui représenté su cette figure et peut être tout dispositif d'inversion de poussée connu, notamment un dispositif d'inversion de poussée à portes ou à volets d'inversion en aval du capot de la nacelle.
Le système de commande des éléments déplaçables 3,4 est actuellement composé d'au moins un ensemble d'organes de manoeuvre électromécaniques (non illustrés) pour manoeuvrer les éléments déplaçables 3,4 entre leurs positions de fermeture et d'ouverture du dispositif d'inversion de poussée 2.
L'ensemble des organes de manœuvre électromécaniques comporte essentiellement des actionneurs électriques destinés à actionner les éléments déplaçables 3,4, au moins un verrou électrique, appelé verrou primaire, de retenue de chaque élément déplaçable 3,4 et des détecteurs d'état et capteurs des organes de manœuvre et des éléments déplaçables du dispositif d'inversion de poussée.
Les capteurs peuvent comprendre des capteurs de position et/ou de proximité.
Le dispositif d'inversion de poussée peut comprendre, de façon connue, également des verrous électriques secondaire et tertiaire.
Par ailleurs, une unité de puissance d'entraînement 10, illustrée sur la figure 2, est couplée aux organes de manœuvre électromécaniques via un ou plusieurs arbres de transmission flexibles.
Cette unité de puissance d'entraînement 10 comprend au moins une machine électrique tournante.
Dans u n exem ple non l i m itatif, les organes de manoeuvre électromécan iques sont pilotés par au moins un boîtier électronique de commande 20 de type ETRAS (acronyme de Electrical Thrust Reverser Actuation Controller en terminologie anglo-saxonne) relié électriquement à une unité de contrôle moteur de type FADEC (acronyme de Full Authority Digital Eng ine Control en terminolog ie anglo-saxonne) destinée à contrôler et surveiller le turboréacteur correspondant.
Dans une variante de réalisation, ils sont directement pilotés par le
FADEC. Ce boîtier électronique de commande 20 est un calculateur dédié à la nacelle ou une partie de cette dernière (élément déplaçable ou organe de manoeuvre spécifique, par exemple) destiné notamment à traduire les ordres d'ouverture ou de fermeture de l'inverseur de poussée délivrés par le FADEC en des séquences de commande des éléments déplaçâmes et des organes de manoeuvre électromécaniques correspondants et, d'autre part, à informer le FADEC de l'état des organes de manoeuvre et de la position des éléments déplaçables.
Plus particulièrement, ce boîtier électronique de commande 20 comprend une unité de contrôle et de commande 30 apte à commander la machine électrique tournante 10, grâce à un calculateur et un log iciel de pilotage associé.
La machine électrique tournante 10 est un alternateur réversible qui fonctionne en mode alternateur c'est-à-dire comme générateur électrique et en mode démarreur c'est-à-dire en moteur électrique pour entraîner les organes de manoeuvre électromécaniques correspondants v i a d es a rb res d e transmission.
Ce moteur électrique comprend, classiquement, un stator entourant un rotor bobiné, l'ensemble étant monté de manière coaxiale.
Ce moteur peut être tout type de moteur électrique connu et ne sera décrit plus en détails par la suite.
On constate que, compte tenu des temps de déploiement ou de fermeture des éléments déplaçables 3,4 lors de l'inversion de poussée, le moteur 10 passe du mode moteur au mode générateur en jet direct et en jet inverse du dispositif d'inversion de poussée 2, à savoir lorsque les éléments déplaçables 3 , 4 passent d 'u ne position de fermetu re à u ne position d'ouverture et vice versa.
Dans un mode de réalisation, le changement de mode du moteur électrique 10 est détecté par l'unité de commande 30 par l'inversion de signe du courant aux bornes du moteur électrique 10.
Il est à noter que ce changement a lieu pour deux valeurs de courant paliers déterminées différentes en jet direct et en jet inverse du dispositif d'inversion de poussée 2.
Ces valeurs de courant dépendent, notamment, du type d'inversion de poussée réalisée. Par ailleurs, le circuit d'alimentation électrique de l'aéronef comprend une unité d'alimentation électrique reliée à au moins une entrée d'alimentation électrique 130.
C'est une unité qui est destinée principalement à gérer l'alimentation électrique des dispositifs électriques de l a nacel l e 1 et, notamment, des organes de manœuvre des éléments déplaçables 3,4 de l'inverseur de poussée 2 et le moteur électrique 10.
Cette unité est reliée à l'unité de contrôle et de commande 30 via un bus d'alimentation électrique 101 .
Elle comprend une ou plusieurs entrées d'alimentation électrique 130 reliées via une ligne 131 au réseau électrique 130 de l'aéronef.
L'unité d'alimentation électrique peut ainsi recevoir une tension d'entrée alternative typiquement de 1 15 volts provenant du réseau ou une tension basse continue de 28 volts.
Elle peut également recevoir une tension continue directement du cockpit, typiquement de 350 Volts.
Dans le cas ou le réseau électrique de l'aéronef est à courant alternatif, l'unité d'alimentation électrique assure le redressement et le filtrage de ce courant pour dél ivrer une tension électrique continue à l'unité de commande et de contrôle 30 du moteur 10, via le bus d'alimentation 101 .
L'unité d'alimentation électrique transforme et adapte ainsi le signal électrique provenant du réseau avion pour fournir une tension continue régulée (on passe de 1 15 volts à environ une tension continue de 270 volts DC) afin d'alimenter le moteur électrique 10 des organes de manœuvre du dispositif d'inversion de poussée 2.
Par ailleurs, l'unité d'alimentation électrique peut assurer, également, si nécessaire, la commande d'une résistance de décharge du ou des moteurs électriques de la nacelle 1 .
Selon l 'invention, com me il l u stré su r l a fig u re 2 , le circuit d'alimentation électrique comprend, en outre, un système de récupération de l'énergie de freinage 100 du moteur électrique 1 0 lorsqu'il est en mode générateur lors du déplacement des éléments déplaçables 3,4 vers leur position de fermeture et/ou vers leur position déployée en jet direct et en jet inversé du dispositif d'inversion de poussée 2.
Ce système de récupération de l'énergie de freinage 100 comprend deux circuits 1 10, 120 électriques parallèles dits, respectivement, circuit primaire 1 10 et circuit secondaire 120, les deux circuits 1 10,120 étant reliés au bus d'alimentation 101 et à la masse M.
Concernant le circuit primaire 1 1 0, il comprend au moins un dispositif de stockage d'énergie électrique 1 12 monté entre la masse M et un commutateur 1 1 1 primaire adapté pour connecter le moteur électrique 10 au dispositif de stockage d'énergie 1 12.
Avantageusement, le dispositif de stockage d'énergie électrique 1 12 peut être formé d'un condensateur, par un super condensateur ou condensateur double couche formé de cellules capacitives en série ou encore d'un ultra condensateur, le super condensateur et l'ultra condensateur présentant une caractéristique de stockage d'énergie plus importante qu'un condensateur classique.
Dans ce circuit primaire 1 10, est également connectée également l'entrée d'alimentation 1 30 en tension du réseau avion, cette tension étant préalablement redressée et filtrée par des moyens appropriés présents dans l'unité d'alimentation électrique.
Concernant le circuit secondaire 120, dans un mode de réalisation de la présente invention, il comprend des éléments identiques à ceux du circuit primaire 1 10.
Ainsi, il comprend un commutateur secondaire 121 et un dispositif de stockage secondaire 122 dont une borne est connectée à la masse et une autre borne est connectée au commutateur 121 .
Le commutateur secondaire 121 est ainsi adapté pour connecter le moteur électrique 10 au dispositif de stockage d'énergie 122.
Un mode de réalisation d'un circuit logique de commande de l'unité de commande et de contrôle 30 du moteur électrique 10 est le suivant.
L'unité de commande et de contrôle 30 du moteur électrique 10 du dispositif d'inversion de poussée 2 est apte à gérer un circuit de commande dit moteur ainsi que deux circuits de commande dits récupération d'énergie de freinage et restitution d'énergie de freinage.
Il est à noter que l'unité de commande et de contrôle 30 associe un onduleur 31 au moteur électrique 10.
Cet onduleur 31 est un pont redresseur qui permet de redresser le courant alternatif du rotor du moteur 1 0 qui sert également de pont de commande des phases de l'alternateur. En fin de course des éléments déplaçâmes 3,4 du dispositif d'inversion de poussée 2 lors de leurs déplacement en jet direct ou en jet inversé, lorsque le moteur 10 passe en mode générateur, l'unité de commande et de contrôle commande le circuit de récupération d'énergie de freinage c'est- à-dire qu'elle pilote l'onduleur pour qu'il fasse fonctionner le moteur en mode générateur et elle commande le stockage de l'énergie de freinage du moteur 10 dans le dispositif de stockage d'énergie secondaire 122.
Pour cela, le commutateur 1 1 1 du circuit primaire est déplacé dans une position permettant l'ouverture du circuit primaire 1 10.
De pl u s , el l e provoque le changement de la position du commutateur secondaire 121 qui se déplace de façon à mettre en circuit le dispositif de stockage d'énergie secondaire 122, indiquée en traits interrompus sur la figure 2.
Le moteur 10 étant déconnecté du réseau d'alimentation 130 à ce moment là, la tension aux bornes du moteur 10 augmente jusqu'à une valeur admissible et le dispositif de stockage d'énergie secondaire 122 est chargé le temps de la période de freinage du moteur.
On assure, ainsi la récupération de l'énergie résiduelle de freinage du moteur 10 du dispositif d'inversion de poussée 2. Cette énergie peut alors avantageusement être réutilisée en tant que source d'énergie motrice comme on va le voir plus loin.
Le dispositif de stockage d'énergie secondaire 1 22 se charge jusqu'à sa charge maximale, laquelle est surveillée par le logiciel de contrôle de l'unité de commande et de contrôle 30.
Dans une variante possible de réalisation de la présente invention, si la charge du dispositif de stockage d'énergie secondaire 122 est maximale, l'unité de contrôle et de commande peut commander un circuit de restitution d'énergie résiduelle et de dissipation de chaleur.
Il est à noter que, dans une seconde variante de réalisation, les dispositifs de stockage d'énergie sont dimensionnés de façon à supporter toutes les phases du dispositif d'inversion de poussée sans faire appel à un système annexe de décharge.
L'unité de contrôle et de commande provoque le changement de la position du commutateur secondaire 121 qui se déplace de façon à mettre en circuit le dispositif de stockage d'énergie secondaire 122, indiquée en traits pleins sur la figure 2. L'unité de puissance renvoie alors l'énergie résiduelle dans une résistance de décharge pour dissiper l'énergie résiduelle.
Il est à noter que tant que le dispositif de stockage d'énergie secondaire 122 n'a pas atteint sa charge maximale, le circuit de restitution d'énergie n'est pas commandé.
Cela offre l'avantage d'optimiser la récupération de l'énergie de frei nage d u moteu r 10 pour les déplacements suivants des éléments déplaçables 3,4.
En jet direct ou en jet inversé, lorsque la machine électrique tournante 10 passe en mode moteur, ce mode étant détecté par la lecture des courant aux bornes du moteur 10 par le logiciel de contrôle, l'unité de contrôle et de commande commande le circuit moteur, c'est-à-dire qu'elle commande la consommation de l'énergie électrique stockée dans les dispositifs de stockage d'énergie primaire 1 12 et secondaire 122.
Pour cela, elle provoque le changement de position du commutateur primaire 1 1 1 de sorte que le circuit primaire soit fermé.
Elle commande la décharge des dispositifs de stockage d'énergie primaire 1 12 et secondaire 1 22 selon une loi de pilotage particulière tenant compte des seuils haut et bas de charge/décharge des dispositifs de stockage d'énergie et/ou des constantes de temps pour fournir ou récupérer de l'énergie, par exemple.
De plus, la décharge du dispositif de stockage d'énergie primaire 1 12 pourra avoir lieu avant ou après celle du dispositif de stockage d'énergie secondaire 122.
La loi de pilotage est telle qu'elle offre l'avantage de s'astreindre de problèmes de pompage de courant trop important ainsi que d'échauffements thermiques.
Ainsi, avantageusement, le système de commande dispose d'une énergie supplémentaire en plus de celle provenant des entrées d'alimentation électrique et notamment du réseau avion 130.
L'énergie de freinage stockée étant déchargée avant le prélèvement d'énergie sur le réseau avion, on diminue ce prélèvement et, on améliore, ainsi, la gestion de l'énergie électrique de la nacelle.
Dans une étape suivante du circuit logique de commande de l'unité de commande et de contrôle 30, selon le niveau d'énergie nécessaire pour les phases moteur suivante de la machine électrique tournante 1 0, l'unité de commande et de contrôle 30 peut commander de charger le dispositif de stockage primaire 1 12 grâce à l'énergie du réseau de l'avion 130.
Par ailleurs, dans une variante de réalisation de la présente invention, en fin de course de fermeture des éléments déplaçables 3,4 et reverrouillage du dispositif, l ' u n ité de com ma nde et d e contrôl e peut commander d'évacuer l'énergie résiduelle de freinage du moteur 10 en mode générateur qui aurait du être stockée dans les dispositifs de stockage d'énergie primaire et secondaire 1 12 et 122 .
Elle commande ainsi un circuit de dissipation d'énergie résiduelle de freinage dans les bobinages du moteur électrique.
E n effet, au sol, l a d u rée est suffi sa nte pour réaliser progressivement cette dissipation.
Grâce à une telle étape dans laquelle on utilise des phases de la machine électrique tournante en mode générateur pour dissiper l'énergie, la température interne de fonctionnement du boîtier électronique de commande 20 ne s'élève pas, ce qui améliore la fiabilité de ce boîtier.
De plus, cela permet également de s'affranchir de frein mécanique moteur du dispositif qui servait pour couvrir les cas de survitesse du dispositif dans la mesure où on régule la vitesse du moteur 10 par une meilleure gestion de l'énergie dans dispositifs de stockage d'énergie 1 12,122.
L'homme de l'art appréciera, par rapport aux systèmes de commande des dispositifs électrique de la nacelle de l'art antérieur, un système de commande permettant de limiter la puissance prélevée sur le réseau avion augmenter au global le rendement énergétique de l'inverseur.
Le système de commande selon l'invention dispose de ressources de puissance importante et disponible immédiatement et s'adapte parfaitement à des cycles d'utilisation courts tels que ceux d'un inverseur de poussée.
De plus, le système de commande selon l'invention permet de l isser les pu issances électriques pour absorber les éventuels pics de puissance.
En effet, un tel système de commande permet de disposer d'une source d'énergie proche donc en cas de besoin de puissance rapidement on a plus le temps compte tenu de la proximité de la source.
On évite ainsi d'avoir des dérivées du courant par rapport au temps (di/dt) trop grandes sur l'ensemble de la chaîne mais uniquement sur la boucle locale de contrôle (alors que sinon on a des di/dt importants sur tous les étages donc celui de redressement/interface du réseau électrique de l'aéronef) or ces di/dt sont dimensionnant et posent des problèmes de Compatibilité ElectroMagnétique (CEM) importants) .

Claims

REVENDICATIONS
1 . Système de commande d'un dispositif électrique (2) d'une nacelle, ledit dispositif (2) comprenant au moins un élément déplaçable (3,4) vers une position de fermeture et vers une position déployée, le système de commande comprenant au moins un organe électromécanique d'actionnement dudit élément déplaçable, une unité d'entraînement électrique (10) dudit organe électromécanique d'actionnement et une unité de commande et de contrôle (30) adaptée pour commander l'unité d'entraînement électrique (10) pour déplacer l'élément déplaçable vers la position de fermeture et/ou vers la position déployée caractérisé en ce qu'il comprend, en outre, un système (100) de récupération d'une énergie de freinage de ladite unité d'entraînement électrique (10) lors du déplacement de l'élément déplaçable vers la position de fermeture et/ou vers la position déployée.
2. Systè m e d e com m a nd e se l on l a reve nd i cat io n 1 caractérisé en ce que le système de récupération d'énergie de freinage (100) comprend au moins un circuit électrique (120) comprenant un dispositif de stockage électrique (122) relié à l'unité d'entraînement électrique (10).
3. Systèm e de com ma nd e selon l a revend ication 2 caractérisé en ce que le système de récupération d'énergie de freinage (100) comprend deux circuits électriques (1 10,120) identiques comprenant, chacun, au moins u n d ispositif de stockage électrique (1 12,122) rel ié à l'un ité d'entraînement électrique (10).
4. Système de commande selon l'une des revendications 2 et
3 caractérisé en ce que chaque circuit (1 10,120) comprend, en outre, un commutateur (1 1 1 ,121 ) à deux états, l'un des deux états étant adapté pour connecter l'unité d'entraînement électrique (10) au dispositif de stockage d'énergie (1 12,122).
5. Système de commande selon l'une des revendications 3 à
4 caractérisé en ce que l'unité de commande et de contrôle (30) est apte à commander un circuit de récupération d'énergie de freinage tant que la charge maximale du ou des dispositifs de stockage d'énergie (1 12,122) n'est pas atteinte et à commander un circuit de dissipation d'énergie de freinage lorsque la charge maximale du ou des dispositifs de stockage d'énergie (1 12,122) est atteinte.
6. Système de commande selon l'une des revendications 3 à 4 caractérisé en ce que l'unité de commande et de contrôle (30) est apte à commander un circuit moteur dans lequel l'énergie de freinage stockée est déchargée avant prélèvement électrique su r un réseau d'al imentation électrique externe (130).
7. Système de commande selon l'une des revendications 3 à 4 caractérisé en ce que l'unité de commande et de contrôle (30) est apte à commander un circuit dans lequel on dissipe d'énergie de freinage dans l'unité d'entraînement électrique (10).
8. Système de commande selon l'une des revendications 2 à 6 caractérisé en ce que le dispositif de stockage d'énergie (1 12,122) est un condensateur, un super condensateur ou un ultra condensateur.
9. Système selon l'une des revend ications précédentes caractérisé en ce que le dispositif électrique est un dispositif d'inversion de poussée (2).
10. Nacelle comprenant au moins un dispositif électrique (2) et un système de commande selon l'une des revendications précédentes.
1 1 . Procédé de commande mis en œuvre par un système de commande selon l'une des revendications 1 à 6 comprenant une étape selon laquelle on récupère l'énergie électrique de freinage de l'unité d'entraînement électrique (10) lors du déplacement de l'élément déplaçable vers la position de fermeture et/ou vers la position déployée.
12. Procéd é de com mand e selon la revend ication 1 1 , caractérisé en ce que le dispositif étant un dispositif d'inversion de poussée (2), on récupère l'énergie électrique de freinage de l'unité d'entraînement électrique lors du déplacement de l'élément déplaçable vers la position de fermeture en jet direct dudit dispositif d'inversion de poussée (2) et et/ou vers la position déployée en jet inversé dudit dispositif d'inversion de poussée (2).
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