EP4259918A1 - Dispositif de pilotage d'un système de commande électrique d'inverseur de poussée pour aéronef - Google Patents

Dispositif de pilotage d'un système de commande électrique d'inverseur de poussée pour aéronef

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Publication number
EP4259918A1
EP4259918A1 EP21840088.5A EP21840088A EP4259918A1 EP 4259918 A1 EP4259918 A1 EP 4259918A1 EP 21840088 A EP21840088 A EP 21840088A EP 4259918 A1 EP4259918 A1 EP 4259918A1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
electrical
aircraft
control system
power supply
switch
Prior art date
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Pending
Application number
EP21840088.5A
Other languages
German (de)
English (en)
Inventor
Alain Nourrisson
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
Safran Nacelles SAS
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 Safran Nacelles SAS filed Critical Safran Nacelles SAS
Publication of EP4259918A1 publication Critical patent/EP4259918A1/fr
Pending legal-status Critical Current

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Classifications

    • 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
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENTS OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D29/00—Power-plant nacelles, fairings, or cowlings
    • B64D29/06—Attaching of nacelles, fairings or cowlings
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENTS OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D2221/00—Electric power distribution systems onboard aircraft
    • 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
    • F05D2270/60—Control system actuates means
    • F05D2270/62—Electrical actuators
    • 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

  • TITLE Control device for an electrical thrust reverser control system for an aircraft
  • the present invention relates to thrust reversers for ur aircraft, and relates more particularly to the pi lotage of the blocking flaps of such thrust reversers.
  • the wheels of the landing gear lose grip, which can make it difficult to brake the aircraft.
  • each turbojet engine of the aircraft comprises a plurality of thrust reversers, the role of which, when the aircraft lands, is to reduce its braking distance by redirecting forwards at least part of the thrust generated by the turbojet, thus creating the counter-thrust intended to contribute to the braking of the aircraft.
  • the turbojet is first put into idle speed, in order to allow the aircraft to land, then its speed is then increased again so that the thrust reversers can generate sufficient counterthrust.
  • Thrust reversers generally comprise a plurality of blocking flaps hingedly mounted on a movable cowl sliding along rails so as to uncover and conceal grids capable of redirecting the flow of secondary air towards the upstream of the nacelle of the turbojet engine when the aircraft is braking.
  • the blocking flaps are controlled by an electrical control system such as ETRAS® (for “Electrical Thrust Reverser Actuation System” according to the Anglo-Saxon term).
  • ETRAS® Electronic Thrust Reverser Actuation System
  • the electric control system is intended to control the opening or closing of the blocking shutters via a plurality of electromechanical actuators driven by at least one electric machine.
  • the electromechanical actuators require the delivery, by the electric machine, of a torque greater than that delivered under normal temperature conditions.
  • one solution consists in resizing the electric generator so that it delivers a higher electric power, so as to deliver the energy necessary to drive the electromechanical actuators.
  • Another solution consists in the use of electrical energy storage means on board the aircraft, intended to supply a predetermined power to the electrical machine, in addition to the power delivered by the electrical network.
  • the challenge is therefore to be able to integrate the electrical energy storage means on board the aircraft while guaranteeing their isolation from the electrical control system during the flight of the aircraft.
  • the object of the invention is a method for controlling an electrical control system for a thrust reverser for an aircraft comprising electrical power supply means.
  • the piloting process includes:
  • electrical control system means any electrically operated system intended to control the opening and closing of the blocking flaps of the thrust reverser by means of a plurality of electromechanical actuators.
  • the means supply are adapted to supply the electrical control system so that it can open and close the blocking flaps, during the landing of the aircraft for example.
  • the power supply means are electrically isolated from said control system.
  • the electrical power supply means comprise a three-phase electrical power supply network and electrical energy storage means, the step of coupling and the step of decoupling the power supply means comprising a step of generating a setpoint signal capable of controlling the closing and opening of a first switch disposed between the three-phase electrical power supply network and the electrical control system and capable of controlling the closing and opening of a second switch coupled to the feeding means.
  • the three-phase electrical power supply network is intended to provide an alternating electrical voltage of between 115 and 200 volts, only when the aircraft is on the ground.
  • the electrical energy storage means are capable of supplying the electrical control system with an electrical voltage comprised for example between 270 and 540 volts.
  • the power delivered by the electrical energy storage means in addition to the power delivered by the electrical network, which makes it possible to ensure the generation of sufficient torque for the opening and closing of the shutters. blockage.
  • the energy withdrawal from the three-phase electrical power supply network it is possible to reduce the section of the cables connecting the electrical power supply network and the electrical control system, which represents a non-negligible mass gain.
  • the storage means can deliver all the power necessary for opening and closing the blocking shutters.
  • the setpoint signal drives the first and the second switch simultaneously.
  • the invention also relates to a device for controlling an electrical control system for a thrust reverser for an aircraft comprising electrical power supply means.
  • the device comprises control means configured to couple the electrical power supply means to the electrical control system when the aircraft is on the ground and to decouple the electrical power supply means from the electrical control system when the aircraft is in flight.
  • the electrical power supply means comprise a three-phase electrical power supply network and electrical energy storage means, the control means comprising a first switch arranged between the three-phase electrical power supply network and the electrical control system, and a second switch coupled to the supply means, the control means being configured to generate a setpoint signal capable of controlling the closing and opening of the first switch and of the second switch.
  • the setpoint signal is able to drive the first and the second switch simultaneously.
  • the device comprises a DC voltage source capable of supplying the electrical energy storage means.
  • the DC voltage source is capable of distributing a voltage of 28 volts to 150 volts, for example, to the electrical energy storage means when the aircraft is on the ground and/or in flight.
  • the storage means comprise a plurality of supercapacitors or batteries.
  • the batteries can be of the Nickel Cadmium (Nicd), Nickel-Metal Hydride (Ni-MH), Lithium-Ion or Lithium Polymer type.
  • the supercapacitors are arranged in such a way as to have a capacity of between ten and two hundred Farad.
  • the first and second switches are contactors.
  • contactor type switches In order to withstand the circulation of high currents.
  • Another subject of the invention is an aircraft comprising electrical power supply means and at least two thrust reversers each comprising an electrical control system controlled by a piloting device as defined above.
  • FIG 4 represent different alternative architectures of a control device for an electrical control system for a thrust reverser, in accordance with the invention
  • FIG 5 illustrates a first flowchart of a method for controlling the electrical control system, implemented by said device, according to a first mode of implementation of the invention
  • FIG 6 i llustrates a second flowchart of the method for controlling the electrical control system, implemented by said device, according to a second mode of implementation of the invention.
  • Figure 1 the general architecture of an electrical control system for thrust reverser, designated under the general reference numeral 1.
  • the electrical control system 1 is intended to control the opening and closing of the thrust reverser while preventing the sliding movement of the blocking flaps of the thrust reverser from occurring unexpectedly in mid-flight. .
  • the electrical control system 1 comprises a plurality of safety locks 2, 3, 4 intended to block the undesired opening of the blocking flaps.
  • the two locks 3 and 4 are said to be primary and the third lock 2 is of the tertiary type, each lock being intended to take up the loading of the blocking flaps in the event of failure of the ance of the other two locks.
  • the locks 2, 3, 4 can be of the brake type, of the motorized type or of the electromechanical type.
  • the electrical control system 1 further comprises a plurality of electromechanical actuators 5 and 6, here two cylinders 5 and 6, intended to implement the opening and closing of the blocking flaps.
  • the primary lock 3 is associated with the electromechanical cylinder 5
  • the primary lock 4 is associated with the electromechanical cylinder 6.
  • the tertiary lock 2 As for the tertiary lock 2, it is here pi set by a signal V4 delivered from a thrust reversal lever capable of being actuated by the pilot of the aircraft and not shown here.
  • the electrical control system 1 comprises a flexible shaft 7 configured to connect the electromechanical actuators 5 and 6 together.
  • the flexible shaft 7 is also coupled to a reversible electric machine 8 intended to drive the electromechanical actuators 5 and 6.
  • the electrical control system 1 can comprise a plurality of flexible shafts 7 as well as a plurality of electromechanical actuators.
  • the electric machine 8 operates here in motor mode and therefore produces mechanical energy from electrical energy.
  • the aircraft comprises electrical supply means 9 coupled to the electrical control system 1.
  • the electrical power supply means 9 comprise a three-phase electrical power supply network 10 capable of supplying an alternating electrical voltage of between 115 and 200 volts.
  • the electrical power supply means 9 further comprise electrical energy storage means 11 capable of delivering a DC voltage of between 270 and 540 volts.
  • the electrical energy storage means 11 include a plurality of supercapacitors or a plurality of batteries.
  • the storage means comprise supercapacitors, these may be arranged so as to have a capacity of between ten and two hundred Farads.
  • the storage means 11 are coupled to a reversible voltage booster 120 configured to receive a DC voltage from a DC voltage source VI equal to 28 volts and thus amplify it until it reaches 270 volts or 540 volts.
  • the DC voltage from the storage means 11 is then coupled to the voltage from the power supply network 10.
  • the supply means 9 comprise a voltage converter 12 capable of transforming a three-phase AC voltage, for example 115 volts, into a DC voltage of 270 volts.
  • the supply means 9 further comprise an inverter 13 coupled to the voltage converter 12 and to the voltage booster 120.
  • the inverter 13 is configured to convert the direct electrical voltage, coming from the voltage converter 12 and the voltage booster 120, into alternating voltage.
  • the power supply means 9 are capable of delivering the power necessary for the thrust reverser to open and close the blocking flaps, while satisfying the avionics certifications concerning the limitation of the drawing off of electrical energy from the electrical network.
  • Aircraft 10 is capable of delivering the power necessary for the thrust reverser to open and close the blocking flaps, while satisfying the avionics certifications concerning the limitation of the drawing off of electrical energy from the electrical network. Aircraft 10.
  • Inverter 13 is further configured to power primary latches 3 and 4. To do this, inverter 13 delivers a signal V5 to both latches 3 and 4.
  • control unit 14 coupled to the storage means
  • control unit 14 is configured to deliver a first control signal V2 to the storage means 11 in order to authorize their supply by the voltage booster 120 when the aircraft is in flight, during the descent phase of the aircraft for example.
  • control unit 14 is also configured to deliver the first control signal V2 to the storage means 11 in order to unload them, for example when the aircraft is in the cruising phase, which constitutes an additional guarantee of safety concerning the unexpected opening in full flight of the thrust reverser blocking flaps.
  • control unit 14 is also configured to deliver a second control signal V3 to the inverter 13 to define the frequency of the alternating voltage intended to supply the electric machine 8.
  • control unit 14 is controlled by a control module of the powertrain 15 (EEC for "Electronic Engine Control” in English).
  • EEC Electronic Engine Control
  • the electrical control system 1 is coupled to a pilot device 16 comprising data acquisition means 17, calculation means 18 and control means 19.
  • the data acquisition means 17 are configured to receive data relating to the weight of the aircraft.
  • the data acquisition means 17 recover data from a sensor commonly called “Weight on Wheels” which indicates whether the weight of the aircraft rests on its wheels.
  • calculation means 18 are coupled to the acquisition means 17 and are configured to determine, from the data delivered by the acquisition means 17, whether the aircraft is in flight or on the ground.
  • the calculation means 18 are configured to activate the control means 19 which are configured to couple the supply means 9 to the control system 1, when the aircraft is on the ground, or to isolate them as soon as the aircraft is in flight.
  • control means 19 comprise a first switch S 1 , coupled to the voltage converter 12 and placed between the three-phase electrical supply network 11 and the electrical control system 1 .
  • the control means 19 further comprise a second switch S2 disposed between the supply means 9 and the voltage converter 12.
  • control device 16 is partially embedded inside the electrical control system 1.
  • control means 19 comprise a control unit 20 configured to generate a setpoint signal E3 able to actuate the first switch S 1 which controls, in turn, the second switch S2.
  • FIG. 2 illustrates an alternative architecture of the control device 16.
  • the first switch S 1 and the second switch S 2 are isolated from it from the electrical control system 1, which allows their integrity to be ensured in the event of incidents occurring in the circuit of the control system. electric 1 .
  • Each switch S 1 , S2, of the contactor type is configured to simultaneously receive the setpoint signal E3.
  • the second switch S2 is arranged inside the electrical control system 1 and more precisely between the voltage booster 120 and the converter 12.
  • the second switch S2 is here coupled to the inverter 13 and is driven by the setpoint signal E3.
  • Figure 4 illustrates another variant of the architecture of the control device 16.
  • the first and second switches S 1 , S2 are arranged outside the electrical control system 1 and are controlled simultaneously by the setpoint signal E3 from the control unit 20.
  • the voltage booster 120 and the storage means 11 are also located outside the electrical control system 1 so as to sufficiently distance them from said electrical control system 1 when the latter is subject to short-circuits and thus preserve their integrity.
  • FIG. 5 illustrates a first flowchart of a method for controlling the electrical control system 1, implemented by said device 16.
  • the method begins with a step P I during which the aircraft is in the landing phase.
  • each thrust reverser is powered both by the three-phase electrical network 10 and the storage means 11.
  • control unit 20 As soon as the shutters are fully open, the control unit 20 generates the setpoint signal E3 to close the first switch S 1 and thus allow the electrical network 10 to recharge the storage means 11.
  • the data acquisition means 17 acquire, during step P3, the data relating to the weight of the aircraft and transmits them to the calculation means 18.
  • the calculation means 18 indicate to the control means 19 that the aircraft is in flight, after analysis of the data received by the acquisition means 17.
  • control unit 20 generates, in the next step P5, the setpoint signal E3 in order to simultaneously open the two switches S 1 and S2 if the two switches are arranged in an architecture such as illustrated in figures 2, 3 and 4.
  • control unit 14 delivers the first control signal V2 to the storage means 11 in order to discharge them.
  • control unit 14 delivers the first control signal V2 in order to authorize the supply of the storage means 11 by the DC voltage source V I .
  • the two switches are arranged in the control device 16 according to the architecture illustrated in Figure 1, the first switch controls the second switch S2.
  • the voltage converter 12 is now isolated from the supply means 9.
  • the electrical supply means 9 are decoupled from the electrical control system 1.
  • the acquisition means 17 acquire, during step P6, data relating to the weight of the aircraft.
  • the calculation means 18 recover the data from the acquisition means 17 and indicate to the control unit 20 that the aircraft is on the ground.
  • control unit 20 During the next step P8, the control unit 20 generates the setpoint signal E3 intended to close the first switch S 1 and the second switch S2 simultaneously or successively depending on the architecture of the control device 16 used, which allows coupling the electrical power supply means 9 to the control system 1 and thus powering the electrical machine 8.
  • control unit 14 is configured to ensure, during the entire journey traveled by the aircraft, that the opening and closing of the blocking flaps can be implemented by limiting the drawing of power from the electrical network of the aircraft. 10 aircraft.
  • control unit 14 authorizes the supply of the storage means 11 by the electrical network 10 before controlling the thrust reverser or by the DC voltage source V I during the taxiing, flight or descent of the aircraft.

Abstract

Dispositif de pilotage d'un système de commande électrique d'inverseur de poussée pour aéronef Ce dispositif de pilotage (16) d'un système de commande électrique (1) d'inverseur de poussée pour un aéronef comprenant des moyens d'alimentation électrique (9) et des moyens de contrôle (19) configurés pour coupler les moyens d'alimentation électrique (9) au système de commande électrique (1) lorsque l'aéronef est au sol et, découpler les moyens d'alimentation électrique (9) du système de commande électrique (1) lorsque l'aéronef est en vol.

Description

DESCRIPTION
TITRE : Dispositif de pilotage d’un système de commande électrique d ’inverseur de poussée pour aéronef
Domaine technique
La présente invention concerne les inverseurs de poussée po ur aéronef, et se rapporte plus particulièrement au pi lotage des volets de blocage de tels inverseurs de poussée.
Domaine technique
Lorsqu ’un avion de ligne atterrit, celui-ci a généralement une vitesse élevée comprise entre 250 et 300 km/h, ce qui conduit à solliciter activement les freins des roues du train d ’atterrissage et donc d’ accél érer l eur usure.
Par ailleurs, lorsque la piste d’atterrissage est verglacée, mouillée ou recouverte de neige, les roues du train d’ atterrissage perdent de l ’adhérence, ce q ui peut rendre l e freinage de l ’aéronef difficile.
Afin de pallier ces contraintes, chaque turboréacteur de l’aéronef comprend une pluralité d’inverseurs de poussée, qui ont pour rôle, lors de l’atterrissage de l’ aéronef, de réduire sa distance de freinage en redirigeant vers l’avant au moins une partie de la poussée engendrée par le turboréacteur, créant ainsi la contre-poussée destinée à contribuer au freinage de l’ aéronef.
Plus parti culièrement, le turboréacteur est tout d’ abord mis en régime ral enti, afin de permettre à l ’ aéronef de se poser, puis son régime est ensuite de nouveau augmenté pour que les inverseurs de poussée puissent générer une contre-poussée suffisante.
Les inverseurs de poussée comportent généralement une pluralité de volets de blocage montés de manière articulée sur un capot mobile coulissant le long de rails de manière à découvrir et dissimuler des grilles aptes à réorienter le flux d’ air secondaire vers l ’amont de la nacelle du turboréacteur lorsque l ’ aéronef est en train de freiner.
Généralement, les volets de blocage sont pilotés par un système de commande électrique tel que ETRAS® (pour « Electrical Thrust Reverser Actuation System » selon le vocable anglosaxon).
Plus précisément, le système de commande électrique est destiné à commander l ’ouverture ou la fermeture des volets de blocage par l ’intermédiaire d’une pluralité d’ actionneurs électromécaniques entraînés par au moins une machine électrique.
Ces actionneurs électromécaniques remplacent les actionneurs hydrauliques dans les aéronefs modernes.
Toutefois, il a généralement été constaté que le couple délivré par la machine électrique conduit à une consommation importante de puissance dans le réseau d ’alimentation électrique de l’ aéronef.
En effet, ces inverseurs de poussée électromécaniques modernes nécessitent en outre une plus grande consommation de puissance dans le réseau électrique de l’ aéronef que les actionneurs hydrauliques.
De plus, lorsq ue l ’aéronef évolue dans des conditions de température extrêmes par exemple -55°C, les actionneurs électromécaniques nécessitent la délivrance, par la machine électrique, d ’ un couple supérieur à celui délivré dans des conditions de température normales.
Toutefois, les exigences avioniques actuelles limitent la puissance consommée dans le réseau électrique à une puissance inférieure aux besoins de l ’inverseur de poussée.
Pour pallier cet inconvénient, une solution consiste à redimensionner le générateur électrique pour qu’ i l délivre une puissance électrique plus élevée, de manière à délivrer l’énergie nécessaire pour entraîner les actionneurs électromécaniques.
Néanmoin s, la délivrance par le gén érateur électrique d’une puissance plus él evée augmente sa masse, son coût, accélère son usure et réduit la périodicité de sa maintenance. De plus, afin de satisfaire aux exigences de certification, le redimensionnement du générateur électrique nécessite d ’effectuer des phases de test longues et fastidieuses avant sa mise en service.
Une autre solution consiste en l ’utilisation de moyens de stockage d’ énergie électrique à bord de l ’aéronef, destinés à fournir une puissance prédéterminée à la machine électrique, en complément de la puissance délivrée par le réseau électrique.
Toutefois, l ’intégration des moyens de stockage d ’ énergie électrique à bord de l ’aéronef risque de conduire à une alimentation non souhaitée du système de commande électrique de l’ inverseur de poussée en plein vol et ainsi, détériorer les performances aérodynamiques de l’ aéronef.
L’ enj eu est donc de pouvoir intégrer les moyens de stockage d’ énergie électrique à bord de l’ aéronef tout en garantissant leur isolation du système de commande électrique pendant le vol de l ’ aéronef.
Exposé de l’ invention
Au vu de ce qui précède, l’ invention a pour obj et un procédé de pilotage d ’ un système de commande électrique d’un inverseur de poussée pour un aéronef comprenant des moyens d’alimentation électrique.
Le procédé de pi lotage comprend :
- une étape de couplage des moyens d ’ alimentation électrique au système de commande électri que lorsque l’aéronef est au sol et,
- une étape de découplage des moyens d’alimentation électrique du système de commande électrique lorsque l’ aéronef est en vol.
On entend par « système de commande électrique » tout système à fonctionnement électrique destiné à commander l’ouverture et la fermeture des volets de blocage de l’inverseur de poussée par l’intermédiaire d’une pluralité d’ actionneurs électromécaniques.
Afin de satisfaire aux exigences avioniques, notamment la limitation de la puissance fournie à l ’inverseur de poussée, les moyens d’ alimentation sont aptes à alimenter le système de commande électrique de manière à ce qu’il puisse ouvrir et fermer les volets de blocage, pendant l’atterrissage de l’ aéronef par exemple.
Pour éviter une alimentation inopinée du système de commande électrique en vol et ainsi satisfaire aux certifications avioniques, les moyens d’ alimentation sont électriquement isolés dudit système de commande.
A cet effet, on acquiert des données issues d ’un capteur communément appelé « Weight on Wheels » destiné à indiquer si le poids de l ’ aéronef repose sur ses roues.
Autrement dit, il est possible de déterminer si l ’aéronef est en vol ou au soi et ainsi coupl er les moyens d’alimentation au système de commande lorsque l’aéronef est au sol et les découpler lorsque l’aéronef est en vol.
Avantageusement, les moyens d ’ alimentation électrique comportent un réseau d’alimentation électrique triphasé et des moyens de stockage d’énergie électrique, l ’ étape de couplage et l ’ étape de découplage des moyens d ’ alimentation comprenant une étape de génération d’un signal de consigne apte à piloter la fermeture et l’ouverture d’un premier commutateur disposé entre le réseau d ’ alimentation électrique triphasé et le système de commande électrique et apte à piloter la fermeture et l’ouverture d ’un deuxième commutateur coup lé aux moyens d’alimentation.
Le réseau d’alimentation électrique triphasé est destiné à fournir une tension électrique alternative comprise entre 1 15 et 200 volts, uniquement lorsque l’ aéronef est au sol .
Quant aux moyens de stockage d’ énergie électrique, ils sont aptes à fournir au système de commande électrique, une tension électrique comprise par exemple entre 270 et 540 volts.
Ainsi , c ’ est la puissance délivrée par les moyens de stockage d’ énergie électrique, en complément de la puissance délivrée par le réseau électrique, qui permet d’ assurer la génération d’un couple suffisant pour l’ouverture et la fermeture des volets de blocage. De plus, il est à noter qu’ en limitant le prélèvement d’énergie sur le réseau d ’alimentation électrique triphasé, il est possible de réduire la section des câbles reliant le réseau d’alimentation électrique et le système de commande électrique, ce qui représente un gain de masse non négligeable.
En variante, les moyens de stockage peuvent délivrer toute la puissance nécessaire à l ’ouverture et à la fermeture des volets de blocage.
Préférentiellement, le signal de consigne pilote simultanément le premier et le deuxième commutateur.
Piloter simultanément les deux commutateurs permet de mettre en œuvre plus rapidement le couplage ou le découplage des moyens d’ alimentation du système de commande électrique.
A titre d ’ exemple, dans le cas d’un décollage interrompu (« Rej ected Take-Off » en anglais), il est avantageux d ’ouvrir rapidement les volets de blocage de l ’inverseur de poussée et donc de coupler les moyens d’ alimentation au système de commande électrique.
De même, lorsqu’il s ’ agit d ’ un atterrissage interrompu (« aborted landing » en anglais), i l est urgent de refermer les volets de blocage, puis de découpler les moyens d’ alimentation du système de commande pour que l’aéronef puisse atterrir de nouveau.
L’invention a également pour objet un dispositi f de pilotage d’un système de commande électrique d’un inverseur de poussée pour un aéronef comprenant des moyens d ’ alimentation électrique.
Le dispositif comprend des moyens de contrôle configurés pour coupler les moyens d’ alimentation électrique au système de commande électrique lorsque l ’aéronef est au sol et découpler les moyens d’ alimentation électrique du système de commande électrique lorsque l’ aéronef est en vol.
Avantageusement, les moyens d’ alimentation électrique comportent un réseau d’alimentation électrique triphasé et des moyens de stockage d’énergie électrique, les moyens de contrôle comportant un premier commutateur disposé entre le réseau d’alimentation électrique triphasé et le système de commande électrique, et un deuxième commutateur couplé aux moyens d’alimentation, les moyens de contrôle étant configurés pour générer un signal de consigne apte à piloter la fermeture et l’ouverture du premier commutateur et du deuxième commutateur.
Préférentiellement, le signal de consigne est apte à piloter simultanément le premier et le deuxième commutateur.
De préférence, le dispositif comprend une source de tension continue apte à alimenter les moyens de stockage d ’ énergie électrique.
La source de tension continue est apte à distribuer une tension de 28 volts à 150 volts par exemple aux moyens de stockage d’ énergie électrique lorsque l ’aéronef est au sol et/ou en vol.
Avantageusement, les moyens de stockage comprennent une pluralité de supercondensateurs ou des batteries.
Les batteries peuvent être de type Nickel Cadmium (Nicd), Nickel-Metal Hybri de (Ni-MH), Lithium-Ion ou Lithium Polymère.
Quant aux supercondensateurs, ils sont disposés de manière à avoir une capacité comprise entre une dizaine et deux centaines de Farad.
De préférence, le premier et le deuxième commutateurs sont des contacteurs.
Pour éviter une dégradation du dispositif et/ou du système de commande électrique, il est avantageux d ’utiliser des interrupteurs de type contacteur afin de supporter la circulation de courants importants.
L’invention a encore pour objet un aéronef comprenant des moyens d’ alimentation électrique et au moins deux inverseurs de poussée comprenant chacun un système de commande électrique contrôlé par un dispositif de pi lotage tel que défini ci-dessus.
Brève description des dessins
D’autres buts, caractéristiques et avantages de l ’invention apparaîtront à la lecture de la description suivante, donnée uniquement à titre d ’ exemple non limitatif, et faite en référence aux dessins annexés sur lesquels : [Fig 1 ] à
[Fig 4] représentent différentes architectures alternatives d’un dispositif de pilotage d’un système de commande électrique pour inverseur de poussée, conformes à l ’ invention ;
[Fig 5 ] illustre un premier ordinogramme d’un procédé de pilotage du système de commande électrique, mis en œuvre par ledit dispositi f, selon un premier mode de mise en œuvre de l ’invention et,
[Fig 6] i llustre un deuxième ordinogramme du procédé de pilotage du système de commande électrique, mis en œuvre par ledit dispositif, selon un deuxième mode de mise en œuvre de l’ invention.
Exposé détaillé d’au moins un mode de réalisation de l’invention
On a représenté sur la figure 1 l’ architecture générale d’un système de commande électrique pour inverseur de poussée, désignée sous la référence numérique générale 1 .
Le système de commande électrique 1 est destiné à commander l ’ouverture et la fermeture de l ’inverseur de poussée tout en évitant que le mouvement de coulissement des volets de blocage de l ’inverseur de poussée ne puisse se produire de manière inopinée en plein vol.
A cet effet, le système de commande électrique 1 comprend une pluralité de verrous de sécurité 2, 3 , 4 destinés à bloquer l ’ouverture non souhaitée des volets de blocage.
Les deux verrous 3 et 4 sont dits primaires et le troisième verrou 2 est de type tertiaire, chaq ue verrou étant destiné à reprendre les chargements des volets de blocage en cas de défail l ance des deux autres verrous.
Par ailleurs, il est à noter que les verrous 2, 3 , 4 peuvent être de type frein, de type motorisé ou de type électromécanique.
Le système de commande él ectrique 1 comprend en outre une pluralité d’actionneurs électromécaniques 5 et 6, ici deux vérins 5 et 6, destinés à mettre en œuvre l ’ouverture et la fermeture des volets de blocage. A titre d’exemple, le verrou primaire 3 est associé au vérin électromécanique 5 , et le verrou primaire 4 est associé au vérin électromécaniq ue 6.
Quant au verrou tertiaire 2, il est ici pi loté par un signal V4 délivré à partir d’une manette d’inversion de poussée apte à être actionnée par le pilote de l’ aéronef et non représentée ici.
Afin d’ assurer un déplacement synchronisé des actionneurs électromécaniques 5 et 6, le système de commande électrique 1 comprend un arbre flexible 7 configuré pour relier les actionneurs électromécaniques 5 et 6 entre eux.
L’ arbre flexible 7 est par ailleurs couplé à une machine électrique réversible 8 destinée à entraîner les actionneurs électromécaniques 5 et 6.
Bien entendu, le système de commande électrique 1 peut comprendre une pluralité d ’ arbres flexibles 7 ainsi qu ’ une pluralité actionneurs él ectromécani ques.
La machine électrique 8 fonctionne ici en mode moteur et produit donc une énergie mécanique à partir d ’une énergie électriq ue.
Pour alimenter la machine électrique 8 en énergi e électrique, l’ aéronef comprend des moyens d ’alimentation électrique 9 couplés au système de commande électrique 1 .
Plus parti culièrement, l es moyens d’ alimentation él ectrique 9 comportent un réseau d’ alimentation électri que triphasé 10 apte à fournir une tension électrique alternative comprise entre 1 15 et 200 volts.
Les moyens d’alimentation électriq ue 9 comportent en o utre des moyens de stockage d’ énergie électrique 1 1 aptes à délivrer une tension continue comprise entre 270 et 540 volts.
A titre d’ exemple, les moyens de stockage d ’ énergie électrique 1 1 comprenn ent une pluralité de supercondensateurs ou une pluralité de batteries.
Lorsque les moyens de stockage comportent des supercondensateurs, ceux-ci peuvent être disposés de manière à avoir une capacité comprise entre une dizaine et deux centaines de Farad. Par ailleurs, les moyens de stockage 1 1 sont couplés à un élévateur de tension 120 réversible configuré pour recevoir une tension continue issue d ’ une source de tension continue V I égale à 28 volts et ainsi, l ’ amplifier jusqu’ à atteindre 270 volts ou 540 volts.
La tension continue issue des moyens de stockage 1 1 est ensuite couplée à la tension issue du réseau d’ alimentation 10.
Pour ce faire, les moyens d ’ alimentation 9 comprennent un convertisseur de tension 12 apte à transformer une tension alternative triphasée, par exemple de 1 15 volts, en une tension continue de 270 volts.
Comme convertisseur de tension 12, on peut citer l’ATRU^ pour (« Auto Transformer Rectifier Unit » en anglais).
Les moyens d ’ alimentation 9 comportent en outre un onduleur 13 couplé au convertisseur de tension 12 et à l’ élévateur de tension 120.
L’onduleur 13 est configuré pour convertir la tension électrique continue, issue du convertisseur de tension 12 et de l ’ élévateur de tension 120, en tension alternative.
Ainsi, il est possibl e d ’ utiliser la tension délivrée par les moyens de stockage 1 1 et le réseau électrique 1 0 pour fournir une puissance prédéterminée à la machine électrique 8.
Autrement dit, les moyens d’ alimentation 9 sont aptes à délivrer la puissance nécessaire à l ’inverseur de poussée pour ouvrir et fermer les volets de blocage, tout en satisfaisant aux certifications avioniques concernant la limitation du prélèvement d’ énergie électrique sur le réseau électrique 10 de l’ aéronef.
L’onduleur 13 est en outre configuré pour alimenter les verrous primaires 3 et 4. Pour ce faire, l’onduleur 1 3 délivre un signal V5 aux deux verrous 3 et 4.
Par ailleurs, il est à noter que le système de commande électrique
1 comprend une unité de contrôle 14 couplée aux moyens de stockage
1 1 ainsi qu’ à l ’onduleur 13.
Plus précisément, l’unité de contrôle 14 est configurée pour délivrer un premier signal de contrôle V2 aux moyens de stockage 1 1 afin d’autoriser leur alimentation par l’ élévateur de tension 120 lorsque l’ aéronef est en vol, lors de la phase de descente de l’aéronef par exemple.
Toutefois, l ’ unité de contrôle 14 est en outre configurée pour délivrer le premier signal de contrôle V2 aux moyens de stockage 1 1 afin de les décharger, par exemple lorsque l’ aéronef est en phase de croisière, ce qui constitue une garantie supplémentaire de sécurité concernant l’ouverture inopinée en plein vol des volets de blocage de l ’inverseur de poussée.
En outre, l ’unité de contrôle 14 est également configurée pour délivrer un deuxième signal de contrôle V3 à l’onduleur 13 pour définir la fréquence de la tension alternative destinée à alimenter la machine électrique 8.
Il est à noter que l ’unité de contrôle 14 est pilotée par un module de commande du groupe motopropulseur 15 (EEC pour « Electronic Engine Control » en anglais).
Afin d’isoler les moyens d’ alimentation 9 du système de commande électrique 1 en vol de manière à ne pas l ’ alimenter en énergie électrique ledit système électriq ue 1 , le système de commande électrique 1 est couplé à un dispositif de pi lotage 16 comprenant des moyens d’acquisition de données 17, des moyens de calcul 18 ainsi que des moyens de contrôle 19.
Plus particulièrement, les moyens d’ acquisition de données 17 sont configurés pour recevoir des données relatives au poids de l’aéronef.
A titre d’ exemple, les moyens d’ acquisition de données 17 récupèrent des données issues d’un capteur communément appelé « Weight on Wheels » qui indique si l e poids de l ’aéronef repose sur ses roues.
Quant aux moyens de calcul 18, ils sont couplés aux moyens d’ acq uisition 17 et sont configurés pour déterminer, à partir des données délivrées par les moyens d’acquisition 17, si l ’ aéronef est en vol ou au sol.
En conséquence, lorsque l ’ aéronef est au sol, les moyens de cal cul 1 8 sont configurés pour activer les moyens de contrôl e 19 qui sont configures pour coupler les moyens d’alimentation 9 au système de commande 1 , lorsque l’ aéronef est au sol, ou les isoler dès que l’ aéronef est en vol .
Plus particuli èrement, les moyens de contrôle 19 comportent un premier commutateur S 1 , couplé au convertisseur de tension 12 et disposé entre le réseau d ’ alimentation électrique triphasé 1 1 et le système de commande électrique 1 .
Les moyens de contrôle 19 comportent en outre un deuxième commutateur S2 disposé entre les moyens d’alimentation 9 et le convertisseur de tension 12.
Autrement dit, le dispositif de pilotage 16 est embarqué partiel lement à l ’intérieur du système de comman de électrique 1 .
Pour piloter le premier commutateur S 1 et le deuxième commutateur S2, les moyens de contrôle 19 comportent une unité de commande 20 configurée pour générer un signal de consigne E3 apte à actionner le premier commutateur S 1 qui pilote, à son tour, le deuxième commutateur S2.
On se réfère à la figure 2 qui illustre une architecture alternative du dispositif de pilotage 1 6.
Dans cet exemple, le premier commutateur S 1 et le deuxième commutateur S 2 s ’ en trouvent isolés du système de commande électrique 1 , ce qui perm et d’assurer leur intégrité en cas de survenue d ’ incidents dans le circuit du système de commande électrique 1 .
Chaque commutateur S 1 , S2, de type contacteur, est configuré pour recevoir simultanément le signal de consigne E3.
Ainsi, dans le cas d’un décollage interrompu, l ’alimentation des inverseurs de poussée peut débuter plus rapidement.
En vari ante et tel qu’illustré dans la figure 3 , le deuxi ème commutateur S2 est disposé à l ’intérieur du système de commande électrique 1 et plus précisément entre l’ élévateur de tension 1 20 et le convertisseur 12.
Le deuxième commutateur S2 est ici couplé à l ’onduleur 1 3 et est piloté par le signal de consigne E3. La figure 4 illustre une autre variante de l ’architecture du dispositif de pilotage 16.
Dans ce mode de réalisation, l e premier et le deuxième commutateurs S 1 , S2 sont disposés à l’ extérieur du système de commande électrique 1 et sont pilotés simultanément par le signal de consigne E3 issu de l’unité de commande 20.
Par ailleurs, l ’ élévateur de tension 120 ainsi que les moyens de stockage 1 1 sont également situés à l ’ extérieur du système de commande électrique 1 de manière à suffisamment les distancer dudit système de commande électrique 1 lorsque celui-ci est suj et à des courts-circuits et ainsi, préserver leur intégrité.
On se réfère à la figure 5 qui il lustre un premier ordinogramme d’un procédé de pilotage du système de commande électrique 1 , mis en œuvre par ledit dispositif 16.
Le procédé débute par une étape P I au cours de laquelle l ’ aéronef est en phase d’ atterrissage.
Une fois l’aéronef au sol, les volets de blocage de chaque inverseur de poussée de l ’aéronef s’ouvrent pour générer une contre- poussée et ainsi ralentir l ’ aéronef.
Ainsi, chaque inverseur de poussée est alimenté à la fois par le réseau électrique triphasé 10 et les moyens de stockage 1 1.
Dès que les volets sont entièrement ouverts, L un i té de commande 20 génère l e signal de consigne E3 pour fermer l e premier commutateur S 1 et ainsi permettre au réseau électrique 10 de recharger les moyens de stockage 1 1.
Toutefois, au cours de l ’ étape P2, suite à un atterrissage interrompu, le pilote actionne la manette d’inversion de poussée pour refermer urgemment les volets de blocage de chaque inverseur de poussée. L ’aéronef est de nouveau en vol.
Afin d’ éviter qu’un mouvement de couli ssement des vol ets de blocage de l’ inverseur de poussée puisse se produire de manière inopinée en vol, les moyens d’ acquisition de données 17 acquièrent, au cours de l’ étape P3 , les données relatives au poids de l’ aéronef et les transmet aux moyens de cal cul 18. A l’ étape P4, les moyens de calcul 18 indiquent aux moyens de contrôle 19 que l ’aéronef est en vol, après analyse des données reçues par les moyens d’acquisition 1 7.
Par conséquent, l ’unité de commande 20 génère, à l ’étape P5 suivante, le signal de consigne E3 afin d’ouvrir simultanément les deux commutateurs S 1 et S2 si les deux commutateurs sont disposés dans une architecture tell e qu ’illustrée dans les figures 2, 3 et 4.
Suite à l ’ouverture des deux commutateurs S 1 et 82 , l’unité de contrôle 14 délivre le premier signal de contrôle V2 aux moyens de stockage 1 1 afin de les décharger.
Lors de la descente de l ’ aéronef pour tenter un nouvel atterrissage, l’unité de contrôle 14 délivre le premier signal de contrôle V2 afin d’ autoriser l ’alimentation des moyens de stockage 1 1 par la source de tension continue V I .
En variante, lorsque les deux commutateurs sont disposés dans le dispositif de contrôle 1 6 selon l ’architecture i llustrée dans la figure 1 , le premier commutateur pilote le deuxième commutateur S2.
Le convertisseur de tension 12 est désormais isolé des moyens d’ alimentation 9.
Autrement dit, les moyens d’alimentation électrique 9 sont découplés du système de commande électrique 1.
En référence à la figure 6, lorsq u’un aéronef interrompt son décollage, il est avantageux de déployer les inverseurs de poussée afin de ralentir l’ aéronef puis de permettre à l ’aéronef de décoller de nouveau lorsque les conditions nécessaires sont réunies.
Dans ce cas, les moyens d’acquisition 1 7 acquièrent, au cours de l ’ étape P6, des données relatives au poids de l ’aéronef.
A l ’étape P7, les moyens de calcul 18 récupèrent les données issues des moyens d’ acquisition 17 et indiquent à l’unité de commande 20 que l ’aéronef est au sol.
Lors de l’ étape P8 suivante, l ’unité de commande 20 génère le signal de consigne E3 destiné à fermer le premier commutateur S 1 et le deuxième commutateur S2 simultanément ou successivement selon l’architecture du di spositif de pilotage 16 employée, ce qui permet de coupler les moyens d’ alimentation électrique 9 au système de commande 1 et ainsi alimenter la machine électrique 8.
Par ailleurs, il est à noter que si les moyens de stockage 1 1 n’ont pas pu être totalement chargés par la source de tension continue V I , par exemple, suite à une phase de roulage réduite de l’ aéronef, une alimentation rapide des moyens de stockage 1 1 peut être mise en œuvre par le réseau d’alimentation él ectrique triphasé 1 0, le convertisseur de tension 12 et l’ élévateur de tension réversi ble 120 lors de la fermeture du premier commutateur S 1. Ainsi, l’unité de contrôle 14 est configurée pour assurer, durant l ’ ensembl e du trajet parcouru par l’aéronef, que l ’ouverture et l a fermeture des volets de blocage puissent être mises en œuvre en limitant le prélèvement de puissance sur le réseau électrique de l ’ aéronef 10.
A cet effet, l’unité de contrôle 14 autorise l’ alimentation des moyens de stockage 1 1 par le réseau électrique 10 avant de commander l ’inverseur de poussée ou par la source de tension continue V I lors des phases de roulage, de vol ou de descente de l ’ aéronef.

Claims

REVENDICATIONS
1. Procédé de pilotage d’un système de commande électrique (1) d’un inverseur de poussée pour un aéronef comprenant des moyens d’alimentation électrique (9), caractérisé en ce que le procédé de pilotage comprend :
- une étape de couplage des moyens d’alimentation électrique (9) au système de commande électrique (1) lorsque l’aéronef est au sol et,
- une étape de découplage des moyens d’alimentation électrique
(9) du système de commande électrique (1) lorsque l’aéronef est en vol.
2. Procédé selon la revendication 1, les moyens d’alimentation électrique (9) comportant un réseau d’alimentation électrique triphasé
(10) et des moyens de stockage d’énergie électrique (11), dans lequel l’étape de couplage et l’étape de découplage des moyens d’alimentation (9) comprennent une étape de génération d’un signal de consigne (E3) apte à piloter la fermeture et l’ouverture d’un premier commutateur (SI) disposé entre le réseau d’alimentation électrique triphasé (10) et le système de commande électrique (1) et apte à piloter la fermeture et l’ouverture d’un deuxième commutateur (S2) couplé aux moyens d’alimentation (9).
3. Procédé selon la revendication 2, dans lequel le signal de consigne (E3) pilote simultanément le premier et le deuxième commutateur (SI, S 2).
4. Dispositif de pilotage (16) d’un système de commande électrique (1) d’un inverseur de poussée pour un aéronef comprenant des moyens d’alimentation électrique (9), caractérisé en ce qu’il comprend des moyens de contrôle (19) configurés pour coupler les moyens d’alimentation électrique (9) au système de commande électrique (1) lorsque l’aéronef est au sol et, découpler les moyens d’alimentation électrique (9) du système de commande électrique (1) lorsque l’aéronef est en vol.
5. Dispositif selon la revendication 4, les moyens d’alimentation électrique (9) comportant un réseau d’alimentation électrique triphasé (10) et des moyens de stockage d’énergie électrique (11), et dans lequel les moyens de contrôle (19) comportent un premier commutateur (SI) disposé entre le réseau d’alimentation électrique triphasé (10) et le système de commande électrique (1), et un deuxième commutateur (S2) couplé aux moyens d’alimentation (9), les moyens de contrôle (19) étant configurés pour générer un signal de consigne (E3) apte à piloter la fermeture et l’ouverture du premier commutateur (SI) et du deuxième commutateur (S2).
6. Dispositif selon la revendication 5, dans lequel le signal de consigne (E3) est apte à piloter simultanément le premier et le deuxième commutateur (SI, S2).
7. Dispositif selon la revendication 5 ou 6, comprenant une source de tension continue (V3) apte à alimenter les moyens de stockage d’énergie électrique (11).
8. Dispositif selon l’une quelconque des revendications 5 à 7, dans lequel les moyens de stockage (11) comprennent une pluralité de supercondensateurs ou des batteries.
9. Dispositif selon l’une quelconque des revendications 5 à 8, dans lequel le premier et le deuxième commutateur (SI, S2) sont des contacte urs.
10. .Aéronef comprenant des moyens d’alimentation électrique (9) et au moins deux inverseurs de poussée comprenant chacun un système de commande électrique (1) contrôlé par un dispositif de pilotage (16) selon l’une quelconque des revendications 4 à 9.
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