EP4378060A1 - Systeme propulsif electrique d'aeronef - Google Patents

Systeme propulsif electrique d'aeronef

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EP4378060A1
EP4378060A1 EP22754476.4A EP22754476A EP4378060A1 EP 4378060 A1 EP4378060 A1 EP 4378060A1 EP 22754476 A EP22754476 A EP 22754476A EP 4378060 A1 EP4378060 A1 EP 4378060A1
Authority
EP
European Patent Office
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power
propulsion system
electric propulsion
control electronics
electronics device
Prior art date
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Pending
Application number
EP22754476.4A
Other languages
German (de)
English (en)
Inventor
Samir NEHME
Vincent CHAPERON
Sonia DHOKKAR
Raïs M'FUMU AMBIL
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Safran Electrical and Power SAS
Original Assignee
Safran Electrical and Power 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 Electrical and Power SAS filed Critical Safran Electrical and Power SAS
Publication of EP4378060A1 publication Critical patent/EP4378060A1/fr
Pending legal-status Critical Current

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    • H—ELECTRICITY
    • H02—GENERATION; CONVERSION OR DISTRIBUTION OF ELECTRIC POWER
    • H02K—DYNAMO-ELECTRIC MACHINES
    • H02K11/00—Structural association of dynamo-electric machines with electric components or with devices for shielding, monitoring or protection
    • H02K11/30—Structural association with control circuits or drive circuits
    • H02K11/33—Drive circuits, e.g. power electronics
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/02—Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/30—Aircraft characterised by electric power plants
    • H—ELECTRICITY
    • H02—GENERATION; CONVERSION OR DISTRIBUTION OF ELECTRIC POWER
    • H02K—DYNAMO-ELECTRIC MACHINES
    • H02K21/00—Synchronous motors having permanent magnets; Synchronous generators having permanent magnets
    • H02K21/12—Synchronous motors having permanent magnets; Synchronous generators having permanent magnets with stationary armatures and rotating magnets
    • H02K21/14—Synchronous motors having permanent magnets; Synchronous generators having permanent magnets with stationary armatures and rotating magnets with magnets rotating within the armatures
    • H02K21/16—Synchronous motors having permanent magnets; Synchronous generators having permanent magnets with stationary armatures and rotating magnets with magnets rotating within the armatures having annular armature cores with salient poles
    • H—ELECTRICITY
    • H02—GENERATION; CONVERSION OR DISTRIBUTION OF ELECTRIC POWER
    • H02K—DYNAMO-ELECTRIC MACHINES
    • H02K9/00—Arrangements for cooling or ventilating
    • H02K9/19—Arrangements for cooling or ventilating for machines with closed casing and closed-circuit cooling using a liquid cooling medium, e.g. oil
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C29/00—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft
    • H—ELECTRICITY
    • H02—GENERATION; CONVERSION OR DISTRIBUTION OF ELECTRIC POWER
    • H02K—DYNAMO-ELECTRIC MACHINES
    • H02K2213/00—Specific aspects, not otherwise provided for and not covered by codes H02K2201/00 - H02K2211/00
    • H02K2213/06—Machines characterised by the presence of fail safe, back up, redundant or other similar emergency arrangements

Definitions

  • the present invention relates to the general field of aircraft electric propulsion systems, and more particularly to the mechatronic integration of a power electronics and control device for an electric propulsion system.
  • the electric or hybrid electric/thermal propulsion of conventional aircraft (CTOL), short take-off and landing (STOL) aircraft and vertical take-off and landing (VTOL) aircraft is carried out by one or more electric motors.
  • the conventional electric motor control architecture is composed of a DC voltage source connected by power harnesses to a power and control electronics device, itself connected by power harnesses to an electric motor, itself connected to a propeller via a rotor or a gearbox.
  • the power and control electronics device comprises inverters and, for each inverter, power modules, a filter circuit, power module driver cards and interface and control cards.
  • the mechatronic integration of this architecture is often of the parallelepipedal type and carried out in bulky boxes.
  • the power electronics and control devices are increasingly heavy and bulky, and the power harnesses used are copper harnesses of large diameter generating losses. thermal.
  • the invention relates to an aircraft electric propulsion system comprising:
  • a motor comprising a hollow rotor
  • the power and control electronics device comprises at least two electrical tracks in the form of a ring each comprising at least two inverters, the inverters being connected together in parallel , characterized in that the electrical tracks delimit a hollow circular part of the power electronics and control device, the hollow circular part being placed in the axis of the hollow rotor of the motor.
  • a power and control electronics device of hollow circular shape is obtained which makes it possible to pass a driving shaft of propeller pitch in the center power electronics. Thanks to this circular geometry, the power and control electronics device can be attached to the engine, and thus reduce the number of power harnesses and therefore reduce the mass and size of the propulsion system.
  • the rings formed by the electrical tracks of the power electronics and control device are concentric, one of the rings forming an internal surface of the hollow circular part and another of the rings forming an external surface. of the hollow circular part.
  • the power and control electronics device has a power of between 400 kW and 1 MW, for example 540 kW, in which each electrical track has a power of between 200 kW and 500 kW , for example 270 kW, and each inverter has a power greater than or equal to 70 kW, for example 90 kW.
  • the electrical tracks are thus equivalent and when one is faulty, the others can take over without the fault spreading.
  • the motor is a permanent magnet motor.
  • the system comprises a propeller pitch actuator placed at least partly in the hollow circular part of the power and control electronics device and in the axis of the hollow rotor of the motor .
  • the actuator can be leaned against the structure of the power and control electronics device in order to fix it.
  • the actuator can also be controlled by the power and control electronics device or by another external control device.
  • the system is a vertical take-off and landing (VTOL) aircraft propulsion system.
  • VTOL vertical take-off and landing
  • the system is a short take-off and landing (STOL) aircraft propulsion system.
  • STOL short take-off and landing
  • CTOL conventional aircraft propulsion system
  • the electric propulsion system 100 comprises a motor 110 comprising a hollow rotor 111 and a power and control electronics device 120.
  • FIGS. 2A and 2B schematically and partially represent a power and control electronics device 220 according to one embodiment of the invention, and more particularly FIG. 2A represents an external view and FIG. internal device 220.
  • FIG. 3 schematically and partially represents an electric track 330 of a control and power device according to one embodiment of the invention.
  • the track 330 comprises three inverters 340 interconnected in parallel and an interconnection board 331 making it possible to interface between the inverters 340 and the external environment, for example the motor.
  • a track 330 also includes three outputs 345, one for each inverter 340.
  • the outputs 345 are three-phase.
  • the DC voltage measurement board 342 can also be configured to measure a temperature of the associated inverter.
  • the filtering element 341 can be of rounded shape so as to adapt to the circular shape of the power and control electronics device of the invention. This filter element includes capacitors for storing energy and filter coils.
  • an electric propulsion system delivering a power of 500 kW and comprising a 540 kW power electronics and power control device comprising two electrical tracks of 270 kW each and three inverters of 90 kW per electric track.
  • the electrical tracks form concentric rings.
  • the power and control electronics device can comprise more than two electrical tracks, where each track has the shape of a ring.
  • the rings thus formed are concentric.
  • the electrical tracks can include two inverters. They can, more generally, comprise at least two inverters in each electrical track.
  • the electric propulsion system according to the invention may for example be a conventional aircraft propulsion system (CTOL) or a vertical take-off and landing (VTOL) aircraft propulsion system or a short take-off and landing aircraft propulsion system ( STOL).
  • CTOL conventional aircraft propulsion system
  • VTOL vertical take-off and landing
  • STOL short take-off and landing aircraft propulsion system
  • the invention also relates to an aircraft comprising an electric propulsion system according to the invention.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Power Engineering (AREA)
  • Microelectronics & Electronic Packaging (AREA)
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Abstract

Système propulsif électrique (100) d'aéronef comprenant : - un moteur (110) comprenant un rotor creux (111), et - un dispositif d'électronique de puissance et de commande (120), dans lequel le dispositif d'électronique de puissance et de commande (120) comprend au moins deux pistes électriques en forme d'anneau comprenant chacune au moins deux onduleurs, les onduleurs étant connectés en parallèle entre eux, caractérisé en ce que les pistes électriques délimitent une partie circulaire creuse (121) du dispositif d'électronique de puissance et de commande (120), la partie circulaire creuse (121) étant placée dans l'axe du rotor creux (111) du moteur (110).

Description

Description
Titre de l'invention : Système propulsif électrique d'aéronef
Domaine Technique
La présente invention se rapporte au domaine général des systèmes propulsifs électriques d'aéronef, et plus particulièrement à l'intégration mécatronique d'un dispositif d'électronique de puissance et de commande d'un système propulsif électrique.
Technique antérieure
La propulsion électrique ou hybride électrique/thermique des aéronefs conventionnels (CTOL), des aéronefs à décollage et atterrissage court (STOL) et des aéronefs à décollage et atterrissage vertical (VTOL) est réalisée par un ou plusieurs moteurs électriques. L'architecture conventionnelle de contrôle du moteur électrique est composée d'une source de tension continue reliée par des harnais de puissance à un dispositif d'électronique de puissance et de commande, lui-même relié par des harnais de puissance à un moteur électrique, lui-même raccordé à une hélice via un rotor ou une boîte de vitesse. Généralement, le dispositif d'électronique de puissance et de commande comprend des onduleurs et pour chaque onduleur des modules de puissance, un circuit de filtrage, des cartes de pilotage des modules de puissance et des cartes d'interface et de contrôle. L'intégration mécatronique de cette architecture est souvent de type parallélépipédique et réalisée dans des boîtiers volumineux.
De plus, pour des fortes puissances (supérieures à 200 kW), les dispositifs d'électronique de puissance et de commande sont de plus en plus lourds et encombrants, et les harnais de puissance utilisés sont des harnais en cuivre de diamètre important engendrant des pertes thermiques.
Il est donc souhaitable de disposer d'une nouvelle architecture de contrôle d'un moteur électrique moins encombrante et de masse réduite tout en restant fiable dans des environnements de plus en plus sévères aux niveaux thermique et vibratoire.
Exposé de l'invention
L'invention concerne un système propulsif électrique d'aéronef comprenant :
- un moteur comprenant un rotor creux, et
- un dispositif d'électronique de puissance et de commande, dans lequel le dispositif d'électronique de puissance et de commande comprend au moins deux pistes électriques en forme d'anneau comprenant chacune au moins deux onduleurs, les onduleurs étant connectés entre eux en parallèle, caractérisé en ce que les pistes électriques délimitent une partie circulaire creuse du dispositif d'électronique de puissance et de commande, la partie circulaire creuse étant placée dans l'axe du rotor creux du moteur.
En plaçant les pistes électriques du dispositif d'électronique de puissance et de commande en anneaux, on obtient un dispositif d'électronique de puissance et de commande de forme circulaire creuse qui permet de faire passer un arbre de pilotage de pas d'hélice au centre de l'électronique de puissance. Grâce à cette géométrie circulaire, on peut adosser le dispositif d'électronique de puissance et de commande au moteur, et ainsi réduire le nombre de harnais de puissance et donc réduire la masse et la taille du système propulsif.
Enfin, le fait d'avoir plusieurs pistes au sein du dispositif d'électronique de puissance et de commande permet d'améliorer la disponibilité de la chaîne de puissance, car les pistes sont redondantes entre elles.
Selon une caractéristique particulière de l'invention, les anneaux formés par les pistes électriques du dispositif d'électronique de puissance et de commande sont concentriques, un des anneaux formant une surface interne de la partie circulaire creuse et un autre des anneaux formant une surface externe de la partie circulaire creuse. Cela permet d'avoir un dispositif d'électronique de puissance et de commande compact, et d'assurer un refroidissement homogène des pistes, notamment lorsqu'un circuit de refroidissement est commun au moteur et au dispositif d'électronique de puissance et de commande.
Selon une caractéristique particulière de l'invention, le dispositif d'électronique de puissance et de commande a une puissance comprise entre 400 kW et 1 MW, par exemple 540 kW, dans lequel chaque piste électrique a une puissance comprise entre 200 kW et 500 kW, par exemple 270 kW, et chaque onduleur a une puissance supérieure ou égale à 70 kW, par exemple 90 kW.
Les pistes électriques sont ainsi équivalentes et quand une est en défaut, les autres peuvent prendre le relais sans que la panne se propage.
Selon une autre caractéristique particulière de l'invention, le moteur est un moteur à aimants permanents.
Selon une autre caractéristique particulière de l'invention, le système comprend un actionneur de pas d'hélices placé au moins en partie dans la partie circulaire creuse du dispositif d'électronique de puissance et de commande et dans l'axe du rotor creux du moteur.
Dans ce cas, l'actionneur peut être adossé à la structure du dispositif d'électronique de puissance et de commande afin de le fixer. L'actionneur peut également être contrôlé par le dispositif d'électronique de puissance et de commande ou par un autre organe de contrôle extérieur.
Selon une autre caractéristique particulière de l'invention, le système comprend un circuit de refroidissement par fluide configuré pour refroidir le moteur et le dispositif d'électronique de puissance et de commande.
Selon un mode de réalisation de l'invention, le système est un système propulsif d'aéronef à décollage et atterrissage vertical (VTOL).
Selon un autre mode de réalisation de l'invention, le système est un système propulsif d'aéronef à décollage et atterrissage court (STOL). Selon un autre mode de réalisation de l'invention, le système est un système propulsif d'aéronef conventionnel (CTOL).
Un autre objet de l'invention est un aéronef à propulsion électrique ou hybride électrique/thermique comprenant un système propulsif selon l'invention.
Brève description des dessins
D'autres caractéristiques et avantages de la présente invention ressortiront de la description faite ci-dessous, en référence aux dessins annexés qui en illustrent des exemples de réalisation dépourvus de tout caractère limitatif.
[Fig. 1] La figure 1 représente, de manière schématique et partielle, un système propulsif électrique selon un mode de réalisation de l'invention.
[Fig. 2A] La figure 2A représente, de manière schématique et partielle, une vue externe d'un dispositif d'électronique de puissance et de commande selon un mode de réalisation de l'invention.
[Fig. 2B] La figure 2B représente, de manière schématique et partielle, une vue interne d'un dispositif d'électronique de puissance et de commande selon un mode de réalisation de l'invention.
[Fig. 3] La figure 3 représente, de manière schématique et partielle, une piste électrique du dispositif d'électronique de puissance et de commande selon un mode de réalisation de l'invention.
Description des modes de réalisation
La figure 1 représente, de manière schématique et partielle, un système propulsif électrique 100 selon un mode de réalisation de l'invention.
Le système propulsif électrique 100 comprend un moteur 110 comprenant un rotor creux 111 et un dispositif d'électronique de puissance et de commande 120.
Le dispositif d'électronique de puissance et de commande 120 comprend une partie circulaire creuse 121 placée en regard du rotor creux 111 du moteur 110. Le dispositif d'électronique de puissance et de commande 120 est placé sur la face arrière du moteur 110, ce qui permet de s'affranchir d'un harnais de puissance et d'un filtrage électromagnétique entre le moteur 110 et le dispositif 120. De plus, on peut également optimiser le circuit de refroidissement, en utilisant un seul circuit de refroidissement pour refroidir le moteur 110 et le dispositif 120, le circuit de refroidissement étant par exemple un circuit de refroidissement par fluide. Cela permet également de réduire la masse totale du système propulsif 100.
En ayant le dispositif d'électronique de puissance et de commande 120 proche du moteur 110, on diminue également les pertes liées aux composants électriques, notamment aux onduleurs, du dispositif 120, ce qui permet d'obtenir un meilleur rendement. De plus, on peut également supprimer les moyens de protection habituellement utilisés avec un dispositif d'électronique de puissance et de commande déporté par rapport au moteur.
Grâce au rotor creux 111 et à la partie circulaire creuse 121, on peut faire passer la mécanique d'un actionneur 150 de pas de pales d'une hélice au centre du système propulsif. Cela permet de faire passer la mécanique de contrôle des hélices au centre du système propulsif 100 et d'obtenir un système compact.
Le moteur est par exemple un moteur à aimants permanents.
Les figures 2A et 2B représentent, de manière schématique et partielle, un dispositif d'électronique de puissance et de commande 220 selon un mode de réalisation de l'invention, et plus particulièrement la figure 2A représente une vue externe et la figure 2B une vue interne du dispositif 220.
Le dispositif d'électronique de puissance et de commande 220 comprend deux pistes électriques 230 et 231. Les deux pistes 230 et 231 sont en forme d'anneaux concentriques. Ainsi, l'anneau formé par la piste 231 a le diamètre le plus petit et forme une surface interne de la partie circulaire creuse 221 du dispositif d'électronique de puissance et de commande 220 ; et l'anneau formé par la piste 230 a le diamètre le plus élevé et forme une surface externe de la partie circulaire creuse 221. Les deux pistes 230 et 231 comprennent chacune trois onduleurs 240. Les pistes 230 et 231 sont reliées entre elles en parallèle et au sein d'une piste, les onduleurs sont reliés entre eux en parallèle. Ainsi, les deux pistes 230 et 231 sont indépendantes entre elles car elles reçoivent indépendamment l'une de l'autre leur puissance. Cela permet d'avoir des pistes redondantes, et de ne pas avoir de propagation de panne lorsqu'une des pistes est en défaut. La fiabilité et la disponibilité de la chaîne de puissance est ainsi améliorée.
Le dispositif d'électronique de puissance et de commande 220 peut, par exemple, être relié au directement au moteur par des connexions bus barres 222. Il peut également être relié, par exemple, à une source de tension continue par des connexions bus barre 224.
Le dispositif 220 peut également comprendre une entrée et une sortie d'huile 223.
La figure 3 représente, de manière schématique et partielle, une piste électrique 330 d'un dispositif de commande et de puissance selon un mode de réalisation de l'invention.
La piste 330 comprend trois onduleurs 340 reliés entre eux en parallèle et une carte d'interconnexion 331 permettant de faire l'interface entre les onduleurs 340 et l'environnement extérieur, par exemple le moteur.
La piste 330 comprend également, pour chaque onduleur 340, un élément de filtrage 341, une carte de mesure de tension continue 342 et une carte de contrôle des modules de puissance 343 (carte « PCM »). La piste 330 comprend également trois modules de puissance 344 par onduleur 340. Une carte de pilotage par module de puissance 344 peut également être présente.
Les différents éléments de la piste 330 sont par exemple placés les uns à côté des autres pour former l'anneau.
Une piste 330 comprend également trois sorties 345, une pour chaque onduleur 340. Dans ce mode de réalisation, les sorties 345 sont triphasées.
La carte de mesure de tension continue 342 peut également être configurée pour mesurer une température de l'onduleur associé. L'élément de filtrage 341 peut être de forme arrondie de manière à s'adapter à la forme circulaire du dispositif d'électronique de puissance et de commande de l'invention. Cet élément de filtrage comprend des capacités pour stocker de l'énergie et des bobines de filtrage.
Le dispositif d'électronique de puissance peut avoir une puissance comprise entre 400 kW et 1 MW, dans lequel chaque piste électronique peut avoir une puissance comprise entre 200 kW et 500 kW et chaque onduleur une puissance supérieure ou égale à 70 kW.
Grâce à l'invention, on peut, par exemple, avoir un système propulsif électrique délivrant une puissance de 500 kW et comprenant un dispositif d'électronique de puissance et de commande de puissance 540 kW comprenant deux pistes électriques de 270 kW chacune et trois onduleurs de 90 kW par piste électrique.
Dans les modes de réalisation décrits ci-dessus, les pistes électriques forment des anneaux concentriques.
De plus, selon les besoins, le dispositif d'électronique de puissance et de commande peut comprendre plus de deux pistes électriques, où chaque piste a la forme d'un anneau. Les anneaux ainsi formés sont concentriques.
De même, selon les besoins, les pistes électriques peuvent comprendre deux onduleurs. Elles peuvent, plus généralement, comprendre au moins deux onduleurs dans chaque piste électrique.
Le système propulsif électrique selon l'invention peut par exemple être un système propulsif d'aéronef conventionnel (CTOL) ou un système propulsif d'aéronef à décollage et atterrissage vertical (VTOL) ou un système propulsif d'aéronef à décollage et atterrissage court (STOL).
L'invention porte également sur un aéronef comprenant un système propulsif électrique selon l'invention.

Claims

Revendications
[Revendication 1] Système propulsif électrique (100) d'aéronef comprenant :
- un moteur (110) comprenant un rotor creux (111), et
- un dispositif d'électronique de puissance et de commande (120, 220), dans lequel le dispositif d'électronique de puissance et de commande (120, 220) comprend au moins deux pistes électriques (230, 231, 330) en forme d'anneau comprenant chacune au moins deux onduleurs (240, 340), les onduleurs étant connectés en parallèle entre eux, caractérisé en ce que les pistes électriques délimitent une partie circulaire creuse (121, 221) du dispositif d'électronique de puissance et de commande, la partie circulaire creuse étant placée dans l'axe du rotor creux du moteur.
[Revendication 2] Système propulsif électrique selon la revendication 1, dans lequel les anneaux formés par les pistes électriques du dispositif d'électronique de puissance et de commande sont concentriques, un des anneaux formant une surface interne de la partie circulaire creuse et un autre des anneaux formant une surface externe de la partie circulaire creuse.
[Revendication 3] Système propulsif électrique selon l'une quelconque des revendications 1 ou 2, dans lequel le dispositif d'électronique de puissance et de commande a une puissance comprise entre 400 kW et 1 MW, dans lequel chaque piste électrique a une puissance comprise entre 200 kW et 500 kW et chaque onduleur a une puissance supérieure ou égale à 70 kW.
[Revendication 4] Système propulsif électrique selon l'une quelconque des revendications 1 à 3, dans lequel le moteur est un moteur à aimants permanents.
[Revendication 5] Système propulsif électrique selon l'une quelconque des revendications 1 à 4, comprenant un actionneur de pas d'hélices (150) placé au moins en partie dans la partie circulaire creuse du dispositif d'électronique de puissance et de commande et dans l'axe du rotor creux du moteur.
[Revendication 6] Système propulsif électrique selon l'une quelconque des revendications 1 à 5, comprenant un circuit de refroidissement par fluide configuré pour refroidir le moteur et le dispositif d'électronique de puissance et de commande.
[Revendication 7] Système propulsif électrique selon l'une quelconque des revendications 1 à 6, dans lequel le système est un système propulsif d'aéronef à décollage et atterrissage vertical.
[Revendication 8] Système propulsif électrique selon l'une quelconque des revendications 1 à 6, dans lequel le système est un système propulsif d'aéronef à décollage et atterrissage court.
[Revendication 9] Système propulsif électrique selon l'une quelconque des revendications 1 à 6, dans lequel le système est un système propulsif d'aéronef conventionnel.
[Revendication 10] Aéronef à propulsion électrique ou à propulsion hybride thermique/électrique comprenant un système propulsif électrique selon l'une quelconque des revendications 1 à 9.
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