EP2867511A1 - Procédé de commande d'une section de tuyère variable d'un aéronef - Google Patents

Procédé de commande d'une section de tuyère variable d'un aéronef

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Publication number
EP2867511A1
EP2867511A1 EP13744642.3A EP13744642A EP2867511A1 EP 2867511 A1 EP2867511 A1 EP 2867511A1 EP 13744642 A EP13744642 A EP 13744642A EP 2867511 A1 EP2867511 A1 EP 2867511A1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
nozzle
aircraft
flight
altitude
threshold
Prior art date
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Withdrawn
Application number
EP13744642.3A
Other languages
German (de)
English (en)
Inventor
Pierre Caruel
Hervé HURLIN
Olivier Kerbler
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 EP2867511A1 publication Critical patent/EP2867511A1/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Withdrawn legal-status Critical Current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
    • F02K1/06—Varying effective area of jet pipe or nozzle
    • F02K1/15—Control or regulation
    • 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
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
    • F02K9/80—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof characterised by thrust or thrust vector control
    • 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
    • F05D2270/00—Control
    • F05D2270/01—Purpose of the control system
    • F05D2270/05—Purpose of the control system to affect the output of the engine
    • F05D2270/051—Thrust

Definitions

  • the invention relates to a method for controlling a variable nozzle section of a turbojet engine nacelle.
  • An aircraft is driven by several turbojets each housed in a nacelle also housing a set of ancillary actuators related to its operation and providing various functions when the turbojet engine is in operation or stopped.
  • 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 thrust reverser means and intended to surround the combustion chamber of the turbojet engine. , and is generally terminated by an ejection nozzle whose output is located downstream of the turbojet engine.
  • the modern nacelles are intended to house a turbofan engine capable of generating through the blades of the rotating fan a flow of hot air (also called primary flow) from the combustion chamber of the turbojet engine, and a flow of cold air (secondary flow) flowing outside the turbojet through an annular passage, also called vein, formed between a shroud of the turbojet engine and an inner wall of the nacelle.
  • a turbofan engine capable of generating through the blades of the rotating fan a flow of hot air (also called primary flow) from the combustion chamber of the turbojet engine, and a flow of cold air (secondary flow) flowing outside the turbojet through an annular passage, also called vein, formed between a shroud of the turbojet engine and an inner wall of the nacelle.
  • the two air flows are ejected from the turbojet engine from the rear of the nacelle.
  • the role of a thrust reverser is, during the landing of an aircraft, to improve the braking capacity thereof by redirecting forward at least a portion of the thrust generated by the turbojet engine.
  • the inverter obstructs the cold flow vein 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 flow vary according to the type of inverter.
  • gate thrust reversers conventionally comprising a thrust reversing cover associated with flow deflection grids discovered by thrust reversing flaps movable by a cover movement.
  • the movable cowl belongs to the rear section and has a downstream side forming an ejection nozzle for channeling the ejection of the air flows.
  • This nozzle can come in addition to a primary nozzle channeling the hot flow and is then called secondary nozzle.
  • This nozzle may be movable relative to the nacelle so as to adjust the ejection section of the cold airflow stream, depending on the position of said nozzle.
  • the movable nozzle is also referred to as a movable structure for adjusting the exit section of the vein.
  • the optimum section of the nozzle can be adapted according to the different phases of flight, namely the take-off, climb, cruise, descent and landing phases of the aircraft.
  • the movable nozzle may be driven in translation in a substantially longitudinal direction of the nacel or pivoting itself an axis perpendicular to the longitudinal axis of the nacelle, by a dedicated actuator or not and independently or not a partial translation of the thrust reverser cover.
  • Such displacements of the nozzle as a function of the different flight phases require methods for controlling the position of the nozzle, that is to say control methods of the actuators associated with displacements of the nozzle.
  • predefined positions for the nozzle are provided which are often not adapted to the altitude at which the aircraft is flying, this altitude being able to be modified in the course of cruising. restore the aircraft's lightening due to lower fuel reserves.
  • control methods and associated control and actuation systems are known which make it possible to vary, in a continuous manner, the position of the nozzle during the various flight phases.
  • An object of the invention is to overcome the aforementioned drawbacks.
  • Another aim of the invention is to propose an alternative control method solution for defining a nozzle position change law making it possible to vary the output section of the cold flow vein.
  • Another object of the present invention is to provide a method of controlling the position of the nozzle to optimize the cruise phases, whatever the flight conditions.
  • the invention proposes a method for controlling a variable-section nozzle position of an aircraft in which, from a position P (t 0 ) of the nozzle determined at a time t 0 :
  • step B) measure a time interval Ati defined as the difference between t, and t 0 and, C) the displacement of the nozzle is allowed in a position corresponding to the optimum position P (ti) when the time interval M ⁇ is strictly greater than a predetermined minimum threshold.
  • a position difference ⁇ between P (tj) and P (t 0 ) is also measured and, during step C), the displacement of the nozzle in a position corresponding to the optimum position P (t,) when the absolute value of the positional deviation ⁇ is strictly greater than a predetermined minimum threshold and strictly less than a predetermined maximum threshold.
  • step B at each instant t , a difference of position ⁇ between P (t,) and P (t 0 ) is measured and,
  • step C) in a determined flight phase, when the absolute value of the position deviation ⁇ is greater than or equal to a predetermined maximum threshold, step C) is deactivated and,
  • the method provides that the minimum threshold of time interval and / or the maximum threshold of deviation in position vary according to a characteristic magnitude of the flight such as the altitude of the aircraft.
  • the method provides that the minimum threshold of time interval in the climb phase of the aircraft is greater than the minimum threshold of time interval in cruising phase of the aircraft.
  • C) is activated if and only if the altitude of the aircraft, at time t i, is strictly greater than a predetermined threshold altitude.
  • the nozzle when the altitude of the aircraft, at time t , is less than or equal to a predetermined threshold altitude, the nozzle is moved to a position P (t,) equal to a position P of maximum output section of the nozzle.
  • step A the optimal position is determined.
  • P (ti) of the nozzle as a function of characteristic volumetric quantities such as the altitude, the speed of the aircraft and / or and the engine speed of a turbojet engine of the aircraft.
  • the method provides, during step A, that the optimum position P (t,) of the nozzle is determined by measurement, estimation or calculation.
  • FIG. 1 is a schematic perspective view of a nacelle equipped with a movable nozzle section
  • FIG. 2 represents a logic diagram of a control method in position of the nozzle of FIG. 1, according to an embodiment of the present invention
  • FIG. 3 is a graphical representation comparing the position of the nozzle determined by the control method in position of the nozzle, according to an embodiment of the present invention and by a control method of the prior art during a cycle. flight.
  • a nacelle 1 is intended to constitute a tubular housing for a turbofan engine (not shown) with a large dilution ratio and serves to channel the air flows it generates via the blades.
  • a blower namely a hot air flow passing through a combustion chamber of the turbojet engine, and a cold air flow circulating outside the turbojet engine.
  • This nacelle 1 generally has a structure comprising a front section forming an air inlet 1a, a central section 1b surrounding the fan of the turbojet engine, and a downstream section 1c surrounding the turbojet engine.
  • the section ava l 1c comprises an external structure 2 possibly comprising a thrust reversal system and an internal structure of the engine fairing defining with the external surface a vein for the flow of the cold stream, in the case of a nacelle turbojet engine as discussed here.
  • the downstream section is equipped with the thrust reverser device 10 comprising a front frame 1 1, a movable thrust reverser cowl 12, and a nozzle 13 of variable section.
  • the thrust reverser device 10 comprising a front frame 1 1, a movable thrust reverser cowl 12, and a nozzle 13 of variable section.
  • the movable cowl 12 is able to be actuated in a substantially longitudinal direction of the nacelle between, in particular but not exclusively, a closed position in which it comes into contact with the front frame 1 1 and ensures continuity aerodynamic lines of the downstream section and covers deflection grids 14, and an open position in which it is spaced from the front frame 1 1, thus revealing a passage in the nacelle and discovering deflection grids 14. This last position is illustrated in FIG.
  • the movable cowl When it is opened, the movable cowl can rotate a shutter (not visible in the figure) by means of a connecting rod fixed in the internal fairing structure, said shutter partially closing off the vein in such a way as to optimize the reversal of the air flow.
  • the deflection grids can take any known form. They can thus be fixed or mobile in translation or rotation. They may, more particularly, be movable in translation between a retracted position within the median structure and an extended position in which they extend downstream of the median section at the downstream section in reversed jet phase. Alternatively, they can be movable in translation between a position radially radially or longitudinally aliased.
  • the movable cowl 12 is extended by at least the nozzle section 13 mounted at a downstream end of said movable cowl.
  • the nozzle 13 is movable and it is also called movable structure for adjusting the outlet section of the cold airflow stream.
  • the optimum section of the nozzle 13 may be adapted according to the different phases of flight, namely the take-off, climb, cruise, descent and landing phases of the aircraft.
  • This nozzle 13 is associated with a control and actuation system 20 for controlling and displacing the nozzle 13 by a necessary distance according to a given command, to obtain a desired exit section of the airflow stream cold.
  • This control and actuation system 20 makes it possible to vary and optimize the section of the nozzle as a function of the flight phase in which the aircraft is located.
  • This control and actuation system 20 can take any known form.
  • the actuating means may be means for driving in translation or in rotation of the nozzle so as to achieve the variation of section of the nozzle.
  • the variation of the nozzle section 13 which illustrates the section variation of the cold airflow stream is effected by the passage of the nozzle 13 from one position to another with a different cross-section due to a longitudinal displacement of the nozzle. 13 and / or the inversion cap 12 along the longitudinal axis of the nacelle or by an angular displacement of the nozzle 13 towards the inside and / or outside of the vein.
  • the nozzle is formed of pivoting downstream flaps mounted at a downstream end of the reversing cowl whose pivoting to the inside or outside of the vein results in an increase or a reduction of the exit section of the vein.
  • the nozzle is formed of panels mounted movable in translation inside the telescopically movable cowling and whose retraction downstream of the nacelle or the retraction causes the increase or the reduction of the exit section. in the vein.
  • the nozzle is formed by the downstream end of the cowl and the cooperation of the conical shape of the internal structure of the nacelle and the mobile reversing cowl in translation between the upstream and downstream portions of the cowl.
  • the nacelle causes the increase or reduction of exit section of the vein.
  • this control and actuation system involves the presence of a control method in the position of the nozzle, controlled by a electronic control unit.
  • FIG. 2 the flow diagram of a control method in the position of the nozzle, that is to say the variation of the outlet section of the nozzle, according to the present invention is represented.
  • the nozzle is in a position P (t 0 ) determined at a time t 0.
  • this position may be a maximum, minimum or intermediate nozzle section position.
  • control method in the position of the nozzle provides the following steps:
  • Ai is strictly greater than a predetermined minimum threshold T.
  • variable nozzle system that can be positioned at all possible positions for the nozzle without restriction but for which each position of the nozzle is maintained for a duration greater than a predetermined threshold T.
  • a setpoint in optimum position P (tj) of the nozzle is determined in real time by measurement, estimation, mapping or calculation.
  • This determination of the optimum position P (tj) of the nozzle, for a time t, of the flight, can be made by any known method, without limitation.
  • the optimum position P (tj) of the nozzle is determined as a function of the characteristic variables of the flight such as the altitude, the speed of the aircraft and / or the engine speed of the turbojet engine of the aircraft. .
  • the minimum threshold T of time interval is determined.
  • the latter can be fixed for the entire flight or vary according to a characteristic magnitude of the flight.
  • this characteristic quantity is a particular phase of the flight and / or the altitude at which the aircraft is located.
  • the value of the minimum threshold T time interval is determined based on a characteristic magnitude of the flight. In this step, it is possible to modify the value of the minimum time interval threshold T when the altitude of the aircraft exceeds a minimum threshold value.
  • the value of the minimum threshold T time interval is increased.
  • an intermediate step 102 may be provided at each instant t ,, in which a positional difference ⁇ between P (t) and P (to) is measured.
  • step C in a step 103, the displacement of the nozzle in a position corresponding to the optimum position P (t,) is allowed when the absolute value of the positional difference ⁇ is strictly greater than one.
  • minimum threshold Fmin predetermined and strictly below a predetermined maximum threshold Fmax.
  • step D) is carried out according to the following, that is to say deactivates step C), that is to say q eliminating the time difference between two changes in position of the nozzle outlet section and, E) the nozzle is moved into a position P (tj) equal to a predetermined maximum position Pmax.
  • This case illustrates a case of a rapid variation of the engine speed requiring a rapid change of position of the outlet section of the nozzle, such as, for example and without limitation, a go-around phase.
  • the maximum threshold Fmax of deviation in position can be fixed during a flight or vary according to a characteristic variable of the flight such as the altitude of the aircraft.
  • step C) it is expected to activate step C) if and only if the altitude of the aircraft, at time t ,, is strictly greater than a threshold altitude S predetermined.
  • a step is carried out (not shown) in which the nozzle is moved into a position P (t) equal to a position P of maximum output section of the nozzle compatible with the low altitude flight range of the aircraft. 'plane.
  • This step preferably takes place during the flight phases close to the ground or on the ground.
  • FIG. 3 compares, in a graphical representation, the different positions of the variable-section nozzle determined during a given flight, of a given duration, by the control method according to the invention (round-point curve). by a control method of the prior art (triangular point curve) which controls the nozzle between several predetermined discrete positions during the flight and by a control method defining at each instant the optimum position of the nozzle (smooth curve).
  • T has a value of 4 minutes and Fmin has a value of 0.5%.
  • the nozzle is observed at an optimal operating position of the turbojet engine and for the entire flight.
  • control method according to the invention advantageously makes it possible to optimize the cruising phases of the aircraft by small variations in the position of the nozzle.
  • the control method according to the invention makes it possible to define an optimum position of the nozzle regardless of the cruise phase and the altitude at which it is realized.
  • control method according to the invention also makes it possible to limit the wear of the control and actuation system associated with the method according to the invention. Indeed, it is possible to determine and control the number of operating cycles of the control system. control and actuation during a flight of a given duration because this number of cycles is increased by the flight time divided by the minimum threshold T allowed between two changes of position of the nozzle.
  • the invention is not limited to the embodiments of this nacelle, described above as examples, but it embraces all variants.
  • the mobile nozzle could be associated with a smooth nacelle and not with a nacelle equipped with a thrust reverser.

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Abstract

Procédé de commande d'une section detuyère variable d'un aéronef L'invention concerne un procédé de commande d'une position de tuyère de section variable d'un aéronef dans lequel, au cours d'un vol, on autorise le déplacement de la tuyère dans une position optimale après une durée prédéterminée.

Description

Procédé de commande d'une section de tuyère variable d'un aéronef
L'invention se rapporte à un procédé de commande d'une section de tuyère variable d'une nacelle de turboréacteur.
Un avion est mu par plusieurs turboréacteurs logés chacun dans une nacelle abritant également un ensemble de dispositifs d'actionnement annexes liés à son fonctionnement et assurant diverses fonctions lorsque le turboréacteu r est en fonctionnement ou à l'arrêt.
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 des moyens d'inversion de poussée et destinée à entourer la chambre de combustion du turboréacteur, et est généralement terminée par une tuyère d'éjection dont la sortie est située en aval du turboréacteur.
Les nacelles modernes sont destinées à abriter un turboréacteur double flux apte à générer par l'intermédiaire des pâles de la soufflante en rotation un flux d'air chaud (également appelé flux primaire) issu de la chambre de combustion du turboréacteur, et un flux d'air froid (flux secondaire) qui circule à l'extérieur du turboréacteur à travers un passage annulaire, également appelé veine, formé entre un carénage du turboréacteur et une paroi interne de la nacelle.
Les deux flux d'air sont éjectés du turboréacteur par l'arrière de la nacelle. Le rôle d'u n inverseur de poussée est, lors de l'atterrissage d'un avion, d'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, l'inverseur obstrue la veine du flux 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'avion.
Les moyens mis en œuvre pour réaliser cette réorientation du flux froid varient suivant le type d'inverseur.
On peut citer notamment des inverseurs de poussée à grilles comprenant, classiquement, un capot d'inversion de poussée associé à des grilles de déviation de fl ux découvertes par des volets d ' inversion de poussée déplaçables par un mouvement de capot. Outre sa fonction d'inversion de poussée, le capot mobile appartient à la section arrière et présente un côté aval formant une tuyère d'éjection visant à canaliser l'éjection des flux d'air.
Cette tuyère peut venir en complément d'une tuyère primaire canalisant le flux chaud et est alors appelée tuyère secondaire.
Cette tuyère peut être mobile par rapport à la nacelle de manière à régler la section d'éjection de la veine de flux d'air froid, en fonction de la position de ladite tuyère.
La tuyère mobile est également appelée structure mobile de réglage de la section de sortie de la veine.
La section optimale de la tuyère peut être adaptée en fonction des différentes phases de vol, à savoir les phases de décollage, de montée, de croisière, de descente et d'atterrissage de l'aéronef.
Elle est associée à un système d'actionnement permettant de faire varier et d'optimiser sa section , en fonction de la phase de vol dans laquelle se trouve l'aéronef.
Il existe plusieurs solutions pour réaliser la variation de section de la tuyère, selon le mode de réalisation de nacelle à envisager et les systèmes d'actionnement prévus.
Ainsi, la tuyère mobile peut être entraînée en translation selon une direction sensi blement longitud i nale de la nacel le ou en pivotement autou r d 'u n axe perpendiculaire à l'axe longitudinal de la nacelle, par un actionneur dédié ou non et indépendamment ou non d'une translation partielle du capot d'inverseur de poussée.
De tels déplacements de la tuyère en fonction des différentes phases de vol nécessitent des procédés de commande de la position de la tuyère c'est-à-dire des procédés de commande des actionneurs associés aux déplacements de la tuyère.
On connaît, ainsi, des procédés de commande et systèmes de commande associés permettant de faire varier, de façon discrète, entres différentes positions prédéterminées la position de la tuyère lors des différentes phases de vol.
Dans ce cadre, dans la mesure où les différentes positions prédéterminées de la tuyère sont espacées, la consommation de carburant est excessive et le fonctionnement du moteur n'est pas optimal.
De plus, si l'on prévoit de définir des positions pour la tuyère plus rapprochées, les passages de l'une à l'autre des positions deviennent fréquents, ce qui peut affecter l'usure du système de commande et des moyens d'actionnement et par conséquent, leur fiabilité.
Dès lors, dans une phase de croisière de l'aéronef, on prévoit des positions prédéterminées pour la tuyère qui ne sont souvent pas adaptées à l'altitude à laquelle vol l'aéronef, cette altitude pouvant être modifiée en cou rs d e croi si è re pa r l'allégement de l'avion suite à la diminution des réserves en carburant.
Pour optimiser le fonctionnement du moteur, on connaît, par ailleurs, des procédés de commande et systèmes de commande et d'actionnement associés permettant de fai re varier, de façon conti n ue , la position de la tuyère lors des différentes phases de vol.
Or, ceci implique un fonctionnement permanent du système de commande et des actionneurs associés pour placer la tuyère dans une position déterminée, ce qui affecte toujours fortement la fiabilité de ces éléments au fur et a mesure des cycles de vol.
Un but de l'invention est de remédier aux inconvénients susmentionnés.
Un autre but de l'invention est de proposer une solution alternative de procédé de commande pour définir une loi de changement de position de la tuyère permettant de faire varier la section de sortie de la veine de flux froid.
Il est également désirable de proposer un procédé de commande de position de la tuyère permettant d'optimiser la consommation de carburant, à chaque phase de vol de l'aéronef.
Un autre but de la présente invention est de proposer un procédé de commande de position de la tuyère permettant d'optimiser les phases de croisière, quelque soit les conditions de vol.
II est également désirable de maîtriser l'usure du système de commande et d'actionnement qui entraîne le changement en position de la tuyère durant un vol.
A cet effet, l'invention propose un procédé de commande d'une position de tuyère de section variable d'un aéronef dans lequel, à partir d'une position P(t0) de la tuyère déterminée à un temps t0 :
A) on détermi ne, à chaq ue i nstant t, avec 1 < i < N , u ne positi on optimale P(tj) de la tuyère ;
B) on mesu re u n intervalle de temps Ati défini comme la différence entre t, et t0 et, C) on autorise le déplacement de la tuyère dans une position correspondant à la position optimale P(ti) lorsque l'intervalle de temps M\ est strictement supérieur à un seuil minimal prédéterminé. Avantageusement, au cours de l'étape B), à chaque instant t,, on mesure également un écart de position ΔΡ entre P(tj) et P(t0) et, au cours de l'étape C), on autorise le déplacement de la tuyère dans une position correspondant à la position optimale P(t,) lorsque la valeur absolue de l'écart de position ΔΡ est strictement supérieure à un seuil minimal prédéterminé et strictement inférieure à un seuil maximal prédéterminé.
Avantageusement, au cours de l'étape B), à chaque instant t,, on mesure un écart de position ΔΡ entre P(t,) et P (t0) et,
D) dans une phase de vol déterminée, lorsque la valeur absolue de l'écart de position ΔΡ est supérieure ou égale à un seuil maximal prédéterminé, on désactive l'étape C) et,
E) on déplace la tuyère dans une position P(t,) égale à une position maximale prédéterminée Pmax.
Avantageusement, le procédé prévoit que le seuil minimal d'intervalle de temps et/ou le seuil maximal d'écart en position varient en fonction d'une grandeur caractéristique du vol telle que l'altitude de l'aéronef.
Avantageusement, le procédé prévoit que le seuil minimal d'intervalle de temps en phase de montée de l'aéronef est supérieur au seuil minimal d'intervalle de temps en phase de croisière de l'aéronef. Avantageusement, on active C) si et seulement si l'altitude de l'aéronef, à l'instant ti, est strictement supérieure à une altitude seuil prédéterminée.
Avantageusement, lorsque l'altitude de l'aéronef, à l'instant t,, est inférieure ou égale à une altitude seuil prédéterminée, on déplace la tuyère dans une position P(t,) égale à une position P de section de sortie maximale de la tuyère.
Avantageusement, au cours de l'étape A, on détermine la position optimale
P(ti) de la tuyère en fonction de grandeurs caractéristiques du vol tels que l'altitude, la vitesse de l'aéronef et/ou et le régime moteur d'un turboréacteur de l'aéronef.
Avantageusement, le procédé prévoit, au cours de l'étape A, qu'on détermine la position optimale P(t,) de la tuyère par mesure, estimation ou calcul. La présente invention sera mieux comprise à l'aide de la description qui suit en référence aux dessins annexés sur lesquels :
- la figure 1 est une représentation schématique en perspective d'une nacelle équipée d'une section de tuyère mobile ;
la figure 2 représente un logigramme d'un procédé de commande en position de la tuyère de la figure 1 , selon un mode de réalisation de la présente invention ;
- la figure 3 est une représentation graphique comparant la position de la tuyère déterminée par le procédé de commande en position de la tuyère, selon un mode de réalisation de la présente invention et par un procédé de commande de l'art antérieur, durant un cycle de vol.
En référence à la figure 1 , une nacelle 1 est destinée à constituer un logement tubulaire pour un turboréacteur (non représenté) double flux à grand taux de dilution et sert à canaliser les flux d'air qu'il génère par l'intermédiaire des pâles d'une soufflante, à savoir un flux d'air chaud traversant une chambre de combustion du turboréacteur, et un flux d'air froid circulant à l'extérieur du turboréacteur .
Cette nacelle 1 possède de manière générale une structure comprenant une section avant formant une entrée d'air 1 a, une section médiane 1 b entourant la soufflante du turboréacteur, et une section aval 1 c entourant le turboréacteur.
La section ava l 1 c comprend une structure externe 2 comportant éventuellement un système d'inversion de poussée et une structure interne de carénage du moteur définissant avec la surface externe une veine destinée à la circulation du flux froid, dans le cas d'une nacelle de turboréacteur double flux tel qu'ici discutée.
Comme décrit précédemment, la section aval est équipée du dispositif d'inversion de poussée 10 comprenant un cadre avant 1 1 , un capot mobile d'inverseur de poussée 12, et une tuyère 13 de section variable.
Dans un mode de réalisation non limitatif d'un dispositif d'inversion de poussée à grilles, le capot mobile 12 est apte à être actionné selon une direction sensiblement longitudinale de la nacelle entre, notamment mais non exclusivement, une position de fermeture dans laquelle il vient au contact du cadre avant 1 1 et assure la continuité aérodynamique des lignes de la section aval et recouvre des grilles de déviation 14, et une position d'ouverture dans laquelle il est écarté du cadre avant 1 1 , dévoilant ainsi un passage dans la nacelle et découvrant des grilles de déviation 14 . Cette dernière position est illustrée sur la figure 1 .
Lors de son ouverture, le capot mobile peut entraîner en rotation un volet (non visible sur la figure) par l'intermédiaire d'une bielle fixée dans la structure interne de carénage, ledit volet venant obturer moins partiellement la veine de man ière à optimiser l'inversion du flux d'air.
Selon le mode de réalisation d'inverseur de poussée à grilles choisi, les grilles de déviation14 peuvent prendre toute forme connue. Elles peuvent, ainsi, être fixes ou mobiles en translation ou en rotation. Elles peuvent, plus particulièrement, être mobiles en translation entre une position rétractée au sein de la structure médiane et une position déployée dans laquelle elles s'étendent en aval de la section médiane au niveau de la section aval en phase de jet inversé. En alternative, elles peuvent être mobiles en translation entre u ne position em pi lées rad ialement ou al ignées longitudinalement.
Par ailleurs, le capot mobile 12 est prolongé par au moins la section de tuyère 13 montée à une extrémité aval dudit capot mobile.
La tuyère 13 est mobile et elle est également appelée structure mobile de réglage de la section de sortie de la veine de flux d'air froid.
La section optimale de la tuyère 13 peut être adaptée en fonction des différentes phases de vol à savoir les phases de décollage, de montée, de croisière, de descente et d'atterrissage de l'aéronef.
Cette tuyère 13 est associée à un système de commande et d'actionnement 20 permettant de commander et entraîner en déplacement la tuyère 13 d'une distance nécessaire selon une commande donnée, pour obtenir une section de sortie souhaitée de la veine de flux d'air froid.
Ce système de commande et d'actionnement 20 permet de faire varier et d'optimiser la section de la tuyère en fonction de la phase de vol dans laquelle se trouve l'aéronef.
Ce système de commande et d'actionnement 20 peut prendre toute forme connue. Ainsi, selon le mode de réalisation de l'inverseur de poussée connu, les moyens d'actionnement peuvent être des moyens d'entraînement en translation ou en rotation de la tuyère de sorte de réaliser la variation de section de la tuyère.
La variation de la section de tuyère 13 qui illustre la variation de section de la veine de flux d'air froid est effectuée par le passage de la tuyère 13 d'une position à une autre de section différente grâce à un déplacement longitudinal de la tuyère 13 et/ou du capot 12 d'inversion le long de l'axe longitudinal de la nacelle ou par un déplacement angulaire de la tuyère 13 vers l'intérieur et/ou l'extérieur de la veine.
Dans une variante de réalisation de la nacelle, la tuyère est formée de volets aval pivotants montés à une extrémité aval du capot d'inversion dont le pivotement vers l'intérieur ou l'extérieur de la veine se traduit par une augmentation ou une réduction de la section de sortie de la veine.
Dans une autre variante de réalisation, la tuyère est formée de panneaux montés mobiles en translation à l'intérieur du capot mobile de manière télescopique et dont le recul en aval de la nacelle ou la rétractation entraîne l'augmentation ou la réduction de section de sortie de la veine.
Dans une autre variante de réalisation, la tuyère est formée par l'extrémité aval du capot et la coopération de la forme conique de la structure interne de la nacelle et du capot d'inversion mobile en translation entre l'amont et l'aval de la nacelle entraîne l'augmentation ou la réduction de section de sortie de la veine.
Ces variantes de réalisation ne sont pas limitatives et tout autre variante de réalisation de tuyère variable permettant une augmentation et/ ou une réduction de section de sortie de la veine peut être envisagées dans le cadre du procédé de commande selon la présente invention.
En effet, quelque soit le système de commande et d'actionnement choisi et la variante de réalisation de tuyère variable choisie, ce système de commande et d'actionnement implique la présence d'un procédé de commande en position de la tuyère, contrôlé par une unité électronique de commande.
En référence à la figure 2, le logigramme d'un procédé de commande en position de la tuyère c'est-à-dire de la variation de section de sortie de la tuyère, selon la présente invention est représenté.
En premier lieu, à une étape préliminaire 100, la tuyère se trouve dans une position P(t0) déterminée à un temps t0. De façon non limitative, cette position peut être une position de section de tuyère maximale, minimale ou intermédiaire.
Selon l'invention, le procédé de commande en position de la tuyère prévoit les étapes suivantes :
A) on détermine, à chaque instant t, avec 1 < i < N , u ne position optimale P(tj) de la tuyère ;
B) on mesure un intervalle de temps Ati défini comme la différence entre t, et t0 et,
C) on autorise le déplacement de la tuyère da ns u n e position correspondant à la position optimale P(tj) lorsque l'intervalle de temps
Ai, est strictement supérieur à un seuil T minimal prédéterminé.
Ainsi, avantageusement, on définit un système de tuyère variable pouvant se positionner à toutes les positions possibles pour la tuyère sans restriction mais pour lesquels chaque position de la tuyère est maintenue pendant une durée supérieure à un seuil T prédéterminé.
Plus particulièrement, au cours de l'étape A, on détermine, en temps réel, une consigne en position optimale P(tj) de la tuyère par mesure, estimation, cartographie ou calcul.
Cette détermination de la position optimale P(tj) de la tuyère, pour un instant t, du vol, peut être faite par tout procédé connu, de façon non limitative.
Selon la variante de réalisation choisie, on détermine la position optimale P(tj) de la tuyère en fonction de grandeurs caractéristiques du vol telles que l'altitude, la vitesse de l'aéronef et/ou le régime moteur du turboréacteur de l'aéronef.
Ces grandeurs peuvent être mesurées par des capteurs adaptés, estimées par cartographie ou autre ou calculées.
Par ailleurs, dans une étape 101 préalable à l'étape B), on détermine le seuil T minimal d'intervalle de temps.
Ce dernier peut être fixe pour l'ensemble du vol ou varier en fonction d'une grandeur caractéristique du vol.
De préférence, cette grandeur caractéristique est une phase particulière du vol et /ou l'altitude à laquelle se trouve l'aéronef.
Dès lors, on prévoit une étape dans laquelle on détermine la valeur du seuil T minimal d'intervalle de temps en fonction d'une grandeur caractéristique du vol. Dans cette étape, on peut prévoir de modifier la valeur du seuil T minimal d'intervalle de temps lorsque l'altitude de l'aéronef dépasse une valeur seuil minimale.
De préférence, lorsque l'altitude de l'aéronef dépasse cette valeur seuil, la valeur du seuil T minimal d'intervalle de temps est augmentée.
Dans une variante de réalisation non exclusive des précédentes, on peut prévoir que le seuil T minimal d'intervalle de temps en phase de décollage et/ou de montée de l'aéronef soit inférieur au seuil T minimal d'intervalle de temps en phase de croisière de l'aéronef, les paramètres influençant le changement de position étant susceptibles de varier plus rapidement dans ces phases du vol.
Ceci offre l'avantage de maximiser le nombre de changement de position de la tuyère notamment pendant les phases de décollage et de montée de l'aéronef et de réduire le nombre de changement de position de la tuyère en phases de croisière de l'aéronef ou les conditions de vol changent peu.
Par ailleurs, au cours de l'étape B), on peut prévoir une étape intermédiaire 102, à chaque instant t,, dans laquelle on mesure un écart de position ΔΡ entre P(t,) et P (to).
Au cours de l'étape C), dans une étape 103, on autorise le déplacement de la tuyère dans une position correspondant à la position optimale P(t,) lorsque la valeur absolue de l'écart de position ΔΡ est strictement supérieure à un seuil minimal Fmin prédéterminé et strictement inférieure à un seuil maximal Fmax prédéterminé.
On permet ainsi à la tuyère d'être déplacée si l'amplitude de changement de position déterminé a dépassé un certain seuil minimal Fmin prédéterminé.
Avantageusement, ainsi, on évite tout changement intempestif de position de la tuyère pendant les phases de vol et, notamment, pendant les phases de croisière dans lesquelles les conditions de vol sont peu modifiées.
On réduit les risques d'usure du système de commande et d'actionnement associé aux déplacements de la tuyère. Par ailleurs, lorsque la valeur absolue de l'écart de position ΔΡ est supérieure ou égal seuil maximal Fmax prédéterminé, on réalise l'étape D) suivante, à savoir on désactive l'étape C) c'est-à-d ire q u'on supprime le seu il temporel entre deux changements de position de la section de sortie de tuyère et, E) on déplace la tuyère dans une position P(tj) égale à une position maximale prédéterminée Pmax.
Ce cas illustre un cas d'une variation rapide du régime moteur nécessitant un changement rapide de position de la section de sortie de la tuyère, comme, par exemple et de façon non limitative, une phase de remise des gaz.
Il est à noter que le seuil maximal Fmax d'écart en position peut être fixe durant un vol ou varier varient en fonction d'une grandeur caractéristique du vol telle que l'altitude de l'aéronef.
Par ailleurs, dans un mode de réalisation du procédé de commande, on prévoit d'activer l'étape C) si et seulement si l'altitude de l'aéronef, à l'instant t,, est strictement supérieure à une altitude seuil S prédéterminée.
Dans le cas contraire, on réalise une étape (non illustrée) dans laquelle on déplace la tuyère dans une position P(t,) égale à une position P de section de sortie maximale de la tuyère compatible du domaine de vol à basse altitude de l'avion.
De préférence, cette étape a lieu durant les phases de vol proche du sol ou au sol.
Sur la figure 3, on compare, dans une représentation graphique, les différentes positions de la tuyère de section variable déterminées, pendant un vol donné, d'une durée donnée, par le procédé de commande selon l'invention (courbe à points ronds), par un procédé de commande de l'art antérieur (courbe à points triangulaires) qui commande la tuyère entre plusieurs positions discrètes prédéterminées durant le vol et par un procédé de commande définissant à chaque instant la position optimale de la tuyère (courbe lisse).
Ces représentations graphiques sont superposées à un graphique définissant l'altitude de l'aéronef en ordonnées en fonction du temps de vol en abscisses.
Les conditions expérimentales pour ces représentations graphiques sont les suivantes :
On suppose que l'amplitude de variation de la section de sortie de la tuyère est de -5%/+15% avec pour référence la position de croisière nominale ;
T a une valeur de 4 minutes et Fmin a une valeur de 0.5%.
S u r ces graph i q u es , on observe q u 'avec u n procéd é d e com ma nd e commandant un positionnement de la tuyère en un nombre discret de positions, en phase de croisière (représentée par deux paliers à deux altitudes différentes), la tuyère n'est pas positionnée à sa position optimale.
Au contraire, avec un procédé de commande selon l'invention, la tuyère est observée à une position de fonctionnement optimal du turboréacteur en croisière et pour la totalité du vol.
Ainsi, par rapport aux procédés de commande de l'art antérieur, l'homme de l'art appréciera, avec un procédé de commande selon l'invention , un procédé permettant pour une phase de croisière donnée, d'optimiser la position de la tuyère pour qu'elle corresponde à celle pour laquelle la consommation de carburant est optimale.
En effet, le procédé de commande selon l'invention permet, avantageusement, d'optimiser les phases de croisière de l'aéronef par des variations faibles de la position de la tuyère.
Ainsi, sur un avion long courrier, le procédé de commande selon l'invention, permet de définir une position optimale de la tuyère quelque soit la phase de croisière et l'altitude à laquelle elle se réalise.
Le procédé de commande selon l'invention permet, en outre, de limiter l'usure du système de commande et d'actionnement associé au procédé selon l'invention En effet, on peut déterminer et maîtriser le nombre de cycles de fonctionnement du système de commande et d'actionnement pendant un vol d'une durée donnée car ce nombre de cycles est majoré par le temps de vol divisé par le seuil T minimal autorisé entre deux changements de position de la tuyère.
Bien évidemment, l'invention ne se limite pas aux seules formes de réalisation de cette nacelle, décrites ci-dessus à titre d'exemples, mais elle embrasse au contraire toutes les variantes. C'est ainsi notamment que la tuyère mobile pourrait être associée à une nacelle lisse et non à une nacelle 5 équipée d'un inverseur de poussée.

Claims

REVENDICATIONS
Procédé de commande d'une position de tuyère de section variable d'un aéronef dans lequel, à partir d'une position P(t0) de la tuyère déterminée à un temps t0 :
A) on détermine, à chaque instant t, avec 1 < i < N , u ne position optimale P(t,) de la tuyère en fonction de grandeurs caractéristiques du vol de l'aéronef, entraînant une section optimale de sortie d'une veine ;
B) on mesure un intervalle de temps Δί, défini comme la différence entre t, et t0 et,
C) on autorise le déplacement de la tuyère dans une position correspondant à la position optimale P(t,) lorsque l'intervalle de temps At, est strictement supérieur à un seuil minimal prédéterminé.
Procédé selon la revendication 1 dans lequel :
Au cours de l'étape B), à chaque instant t,, on mesure également un écart de position ΔΡ entre P(t,) et P(t0) et,
Au cours de l'étape C), on autorise le déplacement de la tuyère dans une position correspondant à la position optimale P(t,) lorsque la valeur absolue de l'écart de position ΔΡ est strictement supérieure à un seuil minimal prédéterminé et strictement inférieure à un seuil maximal prédéterminé.
Procédé selon la revendication 1 dans lequel :
Au cours de l'étape B), à chaque instant t,, on mesure un écart de position ΔΡ entre P(tj) et P (t0) et,
D) dans une phase de vol déterminée, lorsque la valeur absolue de l'écart de position ΔΡ est su périeure ou égal à un seuil maximal prédéterminé, on désactive l'étape C) et,
E) on déplace la tuyère dans une position P(t,) égale à une position maximale prédéterminée Pmax. Procédé selon la revend ication 1 dan s leq uel le seu il m in ima l d'intervalle de temps et/ou le seuil maximal d'écart en position varient en fonction d'une grandeur caractéristique du vol telle que l'altitude de l'aéronef.
Procédé selon la revend ication 4 dan s leq uel le seu il m in ima l d'intervalle de temps en phase de montée de l'aéronef est supérieur au seuil minimal d'intervalle de temps en phase de croisière de l'aéronef. 6. Procédé selon la revend ication 1 dans leq uel on active C) si et seulement si l'altitude de l'aéronef, à l'instant t,, est strictement supérieure à une altitude seuil prédéterminée.
Procédé selon la revendication 6 dans lequel, lorsque l'altitude de l'aéronef, à l'instant t,, est inférieure ou égale à une altitude seuil prédéterminée, on déplace la tuyère dans une position P(t,) égale à une position P de section de sortie maximale de la tuyère.
Procédé selon la revendication 1 dans lequel, au cours de l'étape A, on détermine la position optimale P(t,) d e la tuyère en fon cti on d e grandeurs caractéristiques du vol tels que l'altitude, la vitesse de l'aéronef et/ou et le régime moteur d'un turboréacteur de l'aéronef.
9. Procédé selon la revendication 8 dans lequel, au cours de l'étape A, on détermine la position optimale P(t,) de la tuyère par mesure, estimation ou calcul.
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