EP4444620A1 - Procede de verification de la puissance maximale disponible de differents organes d' une chaine propulsive d' un aeronef - Google Patents

Procede de verification de la puissance maximale disponible de differents organes d' une chaine propulsive d' un aeronef

Info

Publication number
EP4444620A1
EP4444620A1 EP22817289.6A EP22817289A EP4444620A1 EP 4444620 A1 EP4444620 A1 EP 4444620A1 EP 22817289 A EP22817289 A EP 22817289A EP 4444620 A1 EP4444620 A1 EP 4444620A1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
power
aircraft
maximum
maximum power
members
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Pending
Application number
EP22817289.6A
Other languages
German (de)
English (en)
Inventor
Pierre DARFEUIL
David Lemay
Jean-Philippe MARIN
Romain Thiriet
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 Helicopter Engines SAS
Original Assignee
Safran Helicopter Engines 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 Helicopter Engines SAS filed Critical Safran Helicopter Engines SAS
Publication of EP4444620A1 publication Critical patent/EP4444620A1/fr
Pending legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • 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
    • B64D31/00—Power plant control systems; Arrangement of power plant control systems in aircraft
    • B64D31/02—Initiating means
    • B64D31/06—Initiating means actuated automatically
    • 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
    • B64D31/00—Power plant control systems; Arrangement of power plant control systems in aircraft
    • B64D31/16—Power plant control systems; Arrangement of power plant control systems in aircraft for electric power plants
    • 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
    • B64D45/00—Aircraft indicators or protectors not otherwise provided for
    • B64D2045/0085—Devices for aircraft health monitoring, e.g. monitoring flutter or vibration
    • 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
    • B64D2221/00—Electric power distribution systems onboard aircraft
    • 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
    • B64D27/34—All-electric aircraft

Definitions

  • the present invention relates to the propulsion system of aircraft and more particularly to a method for verifying the maximum available power of members of a propulsion system of an aircraft.
  • a helicopter is an aircraft conventionally provided with a main rotor driving a rotary wing in order to ensure its lift and its propulsion.
  • a redundant propulsion system comprising two turbomachines operating in parallel.
  • Each is designed to be oversized so as to be able to supply, in the event of failure of the other turbomachine, sufficient power to allow the helicopter to continue its flight and land in safe conditions.
  • auxiliary power unit also called “Auxiliary Power Unit” or “APU”
  • APU Advanced Power Unit
  • the object of the invention is to propose a solution which at least partially overcomes the aforementioned drawbacks.
  • a method for verifying a maximum available power of members of a propulsion system of an aircraft comprising first members sized to compensate for a failure of second members of the propulsion system by supplying maximum power to maintain the aircraft in a safety operating range, the first members comprising an electric power source, a member for distributing the electric power supplied by the electric power source and a member for transforming the power supplied by the distribution.
  • the method comprises the following steps for each of the first members:
  • maximum power we mean the maximum power for particular operating conditions. There are thus several maximum powers and for example the maximum power at take-off for different temperatures and pressures, the maximum power in hovering flight out of ground effect...
  • the power level is high enough to limit the uncertainties as to the ability of the organ to reach the expected power level. This ensures that aging, degradation, limitations, failures or latent errors of the first organs do not prevent full power from being obtained if necessary.
  • the method further comprises the following steps:
  • the process is automatically interrupted when at least one of the following conditions is met:
  • the power supplied by the first member set to the maximum power regime is less than or equal to a threshold power
  • a parameter of the first unit set to the maximum power regime is lower or higher than a threshold predetermined
  • the method further comprises the step of collecting data from the first organs during the other steps, and of enriching a model allowing a predictive analysis of maintenance action needs for each of said first organs.
  • the invention also relates to a computer program product comprising instructions for the execution of such a method when this program is executed by a processor.
  • the invention also relates to a control device comprising a computer configured to implement such a method.
  • the invention further relates to an assembly comprising at least two chains of members configured to operate in synergy and together supply the power necessary for an aircraft during a flight phase, the assembly being characterized in that it comprises such a device control.
  • the invention also relates to an aircraft comprising at least two chains of components configured to operate in synergy and together provide the power necessary for an aircraft during a flight phase, the aircraft being characterized in that it comprises a computer configured to implement such a process.
  • FIG. 1 is a schematic view of an aircraft with hybrid electric propulsion
  • FIG. 2 is a view partially and schematically representing the architecture of the hybrid electric propulsion of the aircraft illustrated in FIG. 1;
  • FIG. 3 illustrates a method for checking the maximum power available from various components of an aircraft according to one embodiment of the invention.
  • a vertical take-off and landing aircraft 1 (also called “Vertical Take-Off and Landing aircraft” or “VTOL”), here of the drone type, comprises a propulsion system comprising four propellers H1, H2, H3 , H4 serving both for propulsion and lift of the aircraft 1.
  • Each of the propellers H1, H2, H3, H4 is driven in rotation by a first motor M1.1, M2.1, M3.1, M4 .1 electric and a second Ml.2, M2.2, M3.2, M4.2 electric motor.
  • the first engine M1.1, M2.1, M3.1, M4.1 is dimensioned to supply the minimum power necessary for the propulsion and the lift of the aircraft 1 in the event of failure of the second engine M1.2, M2 .2, M3.2, M4.2, and vice versa.
  • half of the power required by the propeller H1, H2, H3, H4 is supplied by the first motor M1.1, M2.1, M3.1, M4.1, the other half being supplied by the second motor M1.2, M2.2, M3.2, M4.2 in order to minimize the wear of the electrical and mechanical components of said first and second motors M1.1, M1.2, M2.1, M2. 2, M3.1, M3.2, M4.1, M4.2.
  • the propulsion system also comprises a turbogenerator TG connected to a first electrical power distributor D10 supplying the first motors M1.1, M2.1, M3.1, M4.1, and to a second electrical power distributor D20 supplying the second motors M1.2, M2.2, M3.2, M4.2.
  • a first battery BATI is also connected to the first distributor D10 and is sized to supplement the power supplied by the TG turbogenerator and compensate for a failure of the latter.
  • a second battery BAT2 is connected to the second distributor D20 and is sized to supplement the power supplied by the turbogenerator TG and compensate for a failure of the latter.
  • the first motors M1.1, M2.1, M3.1, M4.1 and the second motors M1.2, M2.2, M3.2, M4.2 operate in synergy two by two to rotate the helices H1, H2, H3, H4.
  • the first and second distributors DIO, D20 operate in synergy to supply the first motors M1.1, M2.1, M3.1, M4.1 and the second motors M1. 2, M2.2, M3.2, M4.2.
  • the TG turbogenerator and the first BATI battery work in synergy to power the first D10 distributor.
  • the turbogenerator TG and the second battery BAT2 work in synergy to supply the second distributor D20.
  • the engine remaining active is then requested at a power level well above its nominal power in order to compensate for the loss of the other engine (the request of the first and second distributors D10, D20, of the turbogenerator TG and of the first and second batteries BATI, BAT2 is modified to a lesser extent);
  • one solution consists of the turbogenerator TG compensating for the failure of the battery BATI, BAT2 so as to supply all of the electrical power necessary for the first and second motors M1 .l, M2.1, M3.1, M4.1, Ml.2, M2.2, M3.2, M4.2 to satisfy the safety minima of the aircraft 1 (the solicitation of the first and second distributors DIO, D20 then remain balanced and the turbogenerator TG is solicited at a power level significantly higher than its normal power of operation), another solution consists in unbalancing the solicitation of the first and second distributors DIO, D20 in order to distribute the power required on the turbogenerator TG and on one of the first and second batteries BATI, BAT2;
  • the turbogenerator TG breaks down: the first and second batteries BATI, BAT2 must then supply all of the electrical power necessary for the first and second motors M1.1, M2.1, M3.1, M4.1, M1. 2, M2.2, M3.2, M4.2 to satisfy the safety minima of the aircraft 1, which requests them at a power level generally close to their maximum operating power;
  • the first distributor D10 or the second distributor D20 breaks down (for example due to a short circuit or the breakage of an electric cable): all of the motors M1.1, M1.2, M2. 1, M2.2, M3.1, M3.2, M4.1, M4.2 powered by the DIO timing chain, remaining D20 will then operate at a power level well above their rated power, just like the turbogenerator TG and the corresponding BATI, BAT2 battery.
  • FIG. 2 schematically represents the architecture of the propulsion system of the aircraft 1. For greater clarity, only the propellers H1, H2 are represented.
  • the turbogenerator TG delivers electrical power We10 to the first distributor D10 and electrical power We20 to the second distributor D20.
  • the first BATI battery delivers power electric Well to the first distributor DIO and the second battery BAT2 delivers electric power We21 to the second distributor D20.
  • the first distributor D10 in turn delivers an electric power Wel.l to the first motor Ml.1 of the propeller H1 and an electric power We2.1 to the first motor M2.1 of the propeller H2.
  • the second distributor D20 delivers an electrical power Wel.2 to the second motor M1.2 of the propeller H1 and an electrical power We2.2 to the second motor M2.2 of the propeller H2.
  • the first motor M1.1 and the second motor M1.2 respectively deliver a mechanical power Wml.1 and a mechanical power Wml.2 both serving to drive the propeller H1 in rotation.
  • the first motor M2.1 and the second motor M2.2 respectively deliver a mechanical power Wm2.1 and a mechanical power Wm2.2 both serving to drive the propeller H2 in rotation.
  • the mechanical power required to drive the propellers H1, H2 in rotation is distributed equitably over the corresponding first motor M1.1, M2.1 and second motor M1.2, M2.2.
  • the propeller H1, the first motor M1.1, the second motor M1.2, the first and second distributors D10, D20, the first and second batteries BATI, BAT2 and the turbogenerator TG each form a member of a first propulsion chain of the aircraft 1. It is understood that these “units” or “power units” have a direct role in the production and exploitation of the power necessary for the flight of the aircraft 1.
  • the propeller H2 , the first engine M2.1, the second engine M2.2, the first and second distributors D10, D20, the first and second batteries BATI, BAT2 and the turbogenerator TG each form a member of a second propulsion chain of the aircraft 1.
  • the first and second distributors DIO, D20, the first and second batteries BATI, BAT2 and the turbogenerator TG are organs common to the first and second propulsion chains of the aircraft 1.
  • the aircraft 1 is further equipped with a control device comprising a computer CAL configured to act:
  • the computer CAL thus makes it possible to act on each of the components of the first and second propulsion chains of the aircraft 1 so as, in particular in the event of failure of one of the components, to put the component, which operates in synergy with the faulty component, at a maximum power regime and to adjust the power supplied by the other components so as to satisfy the safety minima of the aircraft 1.
  • the computer CAL is also configured to acquire measurements of various operating parameters for each of the members of the first and second propulsion chains.
  • the CAL computer can acquire: - mechanical and thermal measurements MMI.I, MMI.2, MM2.I, MM2.2 for each of the first and second motors Ml.l, Ml.2, M2.1, M2.2 among which the effective rotation speed , the torque transmitted and the operating temperature (taken for example at the windings or power transistors of the first and second motors M1.1, M1.2, M2.1, M2.2);
  • the computer CAL is further configured to implement a method for verifying the maximum available power of the components of the propulsion system of the aircraft 1, the verification method comprising the following steps (FIG. 3): • for each of the first motors M1.1, M2.1: set, via the command C1.1, C2.1, the first motor M1.1, M2.1 to a speed substantially equal to a maximum power speed PM making it possible to satisfy the safety minima of the aircraft 1 (step 10), of preferably under a low electrical voltage so as to precipitate the latent failures that the first motor M1.1, M2.1 could present by strongly stressing the electrical components constituting said first motor M1.1, M2.1; adjust, via the command C1.2, C2.2, the power Wml.2, Wm2.2 supplied by the second motor M1.2, M2.2 operating in synergy with the first motor M1.1, M2.1 so that the first engine M1.1, M2.1 and the second engine M1.2, M2.2 continue to supply the power necessary for the aircraft 1 during the flight phase (step 20); determining the power Wml.1, W
  • the first battery BATI put, via the command CIO, the first battery BATI at a rate substantially equal to a maximum power rate PM making it possible to satisfy the safety minima of the aircraft 1 (step 10); adjust, via the command Cl, the power WelO supplied by the turbogenerator TG so that the first battery BATI and the turbogenerator TG continue to supply the power necessary for the aircraft 1 during the flight phase (step 20); determining the power Well supplied by the first battery BATI set to the maximum power regime PM (step 30); and deducing from the Well power information relating to the maximum power available from the first battery BATI (step 50);
  • turbogenerator TG set, via the command C1, the turbogenerator TG to a speed substantially equal to a maximum power speed PM making it possible to satisfy the safety minima of the aircraft 1 (step 10); adjust, via the CIO command, the Well power supplied by the first battery BATI (or, via the C20 command, the We21 power supplied by the second battery BAT2) so that the turbogenerator TG and the first battery BATI (or the second battery BAT2) continue to supply the power necessary for the aircraft 1 during the flight phase (step 20); determining the power We10 (or the power We20) supplied by the turbogenerator TG set to the maximum power regime PM (step 30); deducing from the power We10 (or from the power We20) information relating to the maximum available power of the turbogenerator TG (step 50);
  • the computer CAL is configured to control at the user interface to inform the pilot or the operator that the temperature of the engine M1.1, M1.2, M2.1, M2.2 set to the maximum power regime PM does not exceed the threshold temperature T s , it is - That is to say that there is no overheating of said motor M1.1, M1.2, M2.1, M2.2 when the latter is at a maximum rotational speed corresponding to the maximum power regime PM.
  • the computer CAL is configured to command the user interface to inform the pilot or the operator that the engine Ml.l, Ml.2, M2.1, M2.2 set to the maximum power regime PM overheats and that it is necessary to program a maintenance action on said engine M1.1, M1.2, M2.1, M2.2.
  • the computer CAL can also be configured to compare the rotational speed V measured on the engine M1.1, M1.2, M2.1, M2.2 set to the maximum power regime PM with a threshold rotational speed V s recorded in the memory of the control device, so as to ensure that the measured speed of rotation V is greater than or equal to the threshold speed of rotation V s (step 60).
  • the computer CAL is configured for command the user interface to inform the pilot or the operator that the engine M1.1, M1.2, M2.1, M2.2 set to the maximum power regime PM can reach the threshold speed of rotation V s when the latter is at the maximum temperature corresponding to the maximum power regime PM.
  • the computer CAL is configured to command the user interface to inform the pilot or the operator that the rotational speed of the engine Ml.l, Ml.2, M2.1, M2.2 set to the speed of maximum power PM is limited by the maximum temperature corresponding to the maximum power regime PM and that it is necessary to schedule a maintenance action on said engine M1.1, M1.2, M2.1, M2.2.
  • the computer CAL can also be configured to compare the temperature Tg measured on the turbogenerator TG set to the maximum power regime PM with a predetermined threshold temperature Tg s recorded in the memory of the control device, so as to ensure that the temperature Tg measured is lower than the threshold temperature Tg s (step 60).
  • the computer CAL is configured to command the user interface to inform the pilot or the operator that the temperature of the turbogenerator TG set to the maximum power regime PM does not exceed the threshold temperature Tg s , that is to say that there is no overheating of said turbogenerator TG when the turbine of the latter is at the speed of maximum rotation corresponding to the maximum power regime PM.
  • the computer CAL is configured to command the user interface to inform the pilot or the operator that the temperature of the turbogenerator TG set to the maximum power regime PM is overheating and that it is necessary to program a maintenance action on said turbogenerator TG.
  • the power supplied by the member set to the maximum power regime PM is less than or equal to the threshold power Ps;
  • a parameter of the component set to the maximum take-off power regime PMD is lower or higher than a predetermined threshold (for example, the speed of rotation of one of the motors M1.1, M1.2, M2.1, M2.2 is lower than the threshold speed of rotation V s , the temperature of one of the engines Ml.l, Ml.2, M2.1, M2.2 is higher than the temperature T s , the temperature of the turbogenerator is greater than the threshold temperature Tg s ...);
  • the verification method is carried out during each flight for each of the components of the propulsion system.
  • the maximum power that each of the components of the propulsion system can provide is preferably checked on each flight.
  • the verification method is preferably carried out during a flight phase during which the effect of a failure of one of the components would be minimal, for example during a cruising phase, close to a diversion surface.
  • the verification method makes it possible to ensure that all the members of the propulsion system can deliver the maximum power at each speed, in particular at the speeds corresponding to particularly high powers such as at takeoff (PMD speed) or at the OEI speed.
  • the fact of using the maximum power regime PM to check the maximum power available from each of the components is particularly advantageous insofar as at this regime, the level of power supplied by the component does not risk being significantly damage if there is no latent failure.
  • the operating parameters of the different organs harvested during the verification process can also be stored in the memory of the control device with a view to being analyzed on the ground so as to determine whether or not the organs can continue to be used.
  • the results of these analyzes make it possible, for example, to better guarantee the maximum power availability of each of the components at each speed for the next flights.
  • the verification process also has the advantage of being able to be carried out on any type of flight (commercial or technical) and of not disturbing the latter, whether in terms of speed, altitude, etc.
  • the parameters measured are for example the speed of rotation of the motors M1.1, M1.2 , M2.1, M2.2, the electric current flowing in the windings of said motors Ml.l, Ml.2, M2.1, M2.2, the electric current delivered by the batteries BATI, BAT2 or by the turbogenerator TG) , the measurement period having to be long enough (several seconds, even tens of seconds) to allow to have an estimate of the average power consumed and to reject brief transient variations;
  • the groups of organs can for example be the engines Ml.l, Ml.2, M2.1, M2.2 of the same propeller Hl, H2, the battery and the turbogenerator supplying the same propulsion chain...);
  • the verification method can also comprise an additional step of collecting data from the components of the propulsion system and of enriching a model allowing a predictive analysis of maintenance action needs for each of said components of the propulsion system.
  • This analysis can for example be carried out by following the level and the trend of the parameters measured over time. The maintenance personnel will thus be able to be informed of an upcoming maintenance operation on one or more of the members, in particular when the level of one of the parameters deteriorates more rapidly than the others, while remaining within an acceptable range.
  • the architecture of the propulsion system of the aircraft can comprise both electric motors and heat engines which can correspond to various fuels (kerosene, dihydrogen, etc.).
  • one or more of the engines M1.1, M1.2, M2.1, M2.2 of the aircraft 1 can for example be replaced by heat engines.
  • the architecture of the propulsion system of the aircraft can include both batteries and fuel cells or other sources of electrical energy.
  • the turbogenerator and/or one of the batteries can for example be replaced by a fuel cell.
  • the method applies to any architecture combining different sources of energy, distribution and power transformation.
  • VTOL Vertical Take-Off and Landing aircraft
  • STOL Short Take-Off and Landing aircraft
  • conventional aircraft any type of aircraft: VTOL (“Vertical Take-Off and Landing aircraft”), STOL (“Short Take-Off and Landing aircraft”), or conventional aircraft...
  • the organs of the propulsion system can be tested individually or in groups.
  • the maximum power regime PM may, for example, correspond to the maximum power regime at take-off.
  • the aircraft can be fixed or rotary wing, manned or unmanned, vertical take-off, short or long...

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Control Of Electric Motors In General (AREA)
  • Control Of Turbines (AREA)
  • Control Of Eletrric Generators (AREA)
  • Direct Current Feeding And Distribution (AREA)
  • Safety Devices In Control Systems (AREA)

Abstract

Procédé de vérification d'une puissance maximale disponible d'organes d'un système propulsif d'un aéronef (1) comprenant des premiers organes (M1.1, M2.1, D10, TG, BAT1) dimensionnés pour compenser une défaillance de deuxièmes organes du système propulsif (M1.2, M2.2, D20, TG, BAT2) en fournissant une puissance maximale pour maintenir l'aéronef dans un domaine de fonctionnement de sécurité, le procédé comprenant les étapes suivantes pour chacun des premiers organes: - mettre le premier organe à un régime sensiblement égal à un régime de puissance maximale (PM); - ajuster une puissance fournie par le deuxième organe fonctionnant en synergie avec le premier organe de sorte que le premier organe et le deuxième organe contribuent à fournir la puissance nécessaire à l'aéronef pendant la phase de vol; - déterminer une puissance fournie par le premier organe mis au régime de puissance maximal; - déduire de la puissance déterminée une information relative à la puissance maximale disponible du premier organe.

Description

PROCEDE DE VERIFICATION DE LA PUISSANCE MAXIMALE DISPONIBLE DE DIFFERENTS ORGANES D'UNE CHAINE PROPULSIVE D'UN AERONEF
La présente invention concerne le système propulsif des aéronefs et plus particulièrement un procédé de vérification de la puissance maximale disponible d'organes d'une chaîne propulsive d'un aéronef.
ARRIERE PLAN DE L'INVENTION
Par exemple, un hélicoptère est un aéronef classiquement pourvu d'un rotor principal entraînant une voilure tournante afin d'assurer sa sustentation et sa propulsion. Afin d'entraîner en rotation le rotor principal, il est connu d'équiper l'hélicoptère d'un système propulsif redondé comportant deux turbomachines fonctionnant en parallèle. Chacune est conçue de manière surdimensionnée de manière à pouvoir fournir, en cas de panne de l'autre turbomachine, une puissance suffisante pour permettre à l'hélicoptère de poursuivre son vol et de se poser dans des conditions sûres.
Il n'est cependant pas possible de tester l'aéronef à un tel régime de fonctionnement appelé CEI (« One Engine Inoperative » ou à un moteur défaillant), dans la mesure où la turbomachine valide fournit une puissance bien supérieure à sa puissance nominale et s'en trouve par conséquent endommagée, de sorte qu'elle ne peut plus être utilisée sans une action de maintenance lourde.
Il a donc été nécessaire de développer des stratégies pour s'assurer de la disponibilité de la puissance maximale au régime OEI pour chacune des turbomachines.
Il a été envisagé d'effectuer au cours d'un vol commercial, par exemple toutes les 25 heures, une série de mesures de températures et de vitesses de rotation pour chacune des turbomachines de manière à déterminer si d'un point de vue thermodynamique, chacune des turbomachines aurait la capacité de fournir la puissance maximale au régime OEI. Ce contrôle, appelé EPC (« Engine Power Check » ou vérification de la puissance moteur), est complété par des opérations de maintenance spécifiques visant à détecter d'éventuelles pannes latentes de certains composants des turbomachines .
Toutefois, cette stratégie n'est pas totalement satisfaisante. En effet, le contrôle EPC est réalisé à un niveau de puissance significativement inférieur à la puissance nécessaire au décollage, ce qui accroit l'incertitude quant à la capacité des turbomachines à délivrer la puissance maximale au régime CEI. Qui plus est, les opérations de maintenance sont particulièrement délicates et compliquées à mettre en œuvre, et nécessitent notamment un outillage spécifique et un personnel qualifié sans lesquels les risques d'erreur de maintenance sont élevés.
Si le document FR-A-1752849 décrit un procédé permettant de palier aux problèmes décrits ci-dessus, il ne concerne que le cas où le système propulsif de l'aéronef comprend deux moteurs thermiques (tels que des turbomachines) fonctionnant en parallèles.
Or, parmi les aéronefs, on trouve par exemple des hélicoptères dits hybrides qui sont équipés d'un système propulsif comprenant un unique moteur thermique assisté lors de certaines phases de vol par un moteur électrique de type « brushless ». L'énergie nécessaire au fonctionnement du moteur électrique est apportée par un groupe auxiliaire de puissance (appelé aussi « Auxiliary Power Unit » ou « APU ») ou par un générateur électrique, qui peuvent eux aussi tomber en panne.
Il existe également des aéronefs équipés d'un système propulsif exclusivement électrique qui comprend un ou plusieurs moteurs électriques alimentés par au moins une batterie.
Il apparaît que l'enseignement du document FR-A- 1752849 ne peut pas être appliqué directement à des aéronefs équipés d'un système propulsif ayant de multiples redondances d'organes (actifs ou passifs et en attente), comme cela peut être le cas des aéronefs à propulsion hybride (motorisation thermique et électrique) ou à propulsion exclusivement électrique.
OBJET DE L'INVENTION
L'invention a pour but de proposer une solution remédiant au moins en partie aux inconvénients précités.
RESUME DE L'INVENTION
A cet effet, on propose un procédé de vérification d'une puissance maximale disponible d'organes d'un système propulsif d'un aéronef comprenant des premiers organes dimensionnés pour compenser une défaillance de deuxièmes organes du système propulsif en fournissant une puissance maximale pour maintenir l'aéronef dans un domaine de fonctionnement de sécurité, les premiers organes comprenant une source de puissance électrique, un organe de distribution de la puissance électrique fournie par la source de puissance électrique et un organe de transformation de la puissance fournie par l'organe de distribution.
Selon l'invention, le procédé comprend les étapes suivantes pour chacun des premiers organes :
- mettre le premier organe à un régime sensiblement égal à un régime de puissance maximale ;
- ajuster une puissance fournie par le deuxième organe fonctionnant en synergie avec le premier organe de sorte que le premier organe et le deuxième organe contribuent à fournir la puissance nécessaire à l'aéronef pendant la phase de vol ;
- déterminer une puissance fournie par le premier organe mis au régime de puissance maximal ;
- déduire de la puissance déterminée une information relative à la puissance maximale disponible du premier organe. Par puissance maximale, on entend la puissance maximale pour des conditions particulières de fonctionnement. Il existe ainsi plusieurs puissances maximales et par exemple la puissance maximale au décollage pour différentes températures et pressions, la puissance maximale en vol stationnaire hors effet de sol...Ainsi, un tel procédé présente l'avantage d'utiliser le régime de puissance maximale pour s'assurer que chacun des premiers organes peut délivrer la puissance maximale à chaque régime ou condition de fonctionnement cas pire, notamment aux régimes correspondant à des puissances particulièrement élevées comme au décollage, au régime OEI, au régime de stationnaire hors effet de sol... En effet, au régime de puissance maximale, le niveau de puissance est assez élevé pour limiter les incertitudes quant à la capacité de l'organe à atteindre le niveau de puissance attendu. Ainsi on s'assure que le vieillissement, des dégradations, des limitations, des défaillances ou des erreurs latentes des premières organes n'empêchent pas d'obtenir la pleine puissance si nécessaire.
Selon une caractéristique particulière, le procédé comprend en outre les étapes suivantes :
- déterminer une puissance seuil correspondant à une puissance minimale à atteindre par le premier organe mis au régime de puissance maximale, et
- comparer la puissance fournie par le premier organe à la puissance seuil.
De manière particulière, le procédé est automatiquement interrompu lorsqu'au moins l'une des conditions suivantes est remplie :
- la puissance fournie par le premier organe mis au régime de puissance maximale est inférieure ou égale à une puissance seuil ;
- un paramètre du premier organe mis au régime de puissance maximale est inférieur ou supérieur à un seuil prédéterminé ;
- une panne est détectée sur le premier organe mis au régime de puissance maximale de décollage.
De manière particulière, le procédé comprend en outre l'étape de collecter des données des premiers organes pendant les autres étapes, et d'enrichir un modèle permettant une analyse prédictive de besoins d'actions de maintenance pour chacun desdits premiers organes.
L'invention concerne aussi un produit programme d'ordinateur comprenant des instructions pour l'exécution d'un tel procédé lorsque ce programme est exécuté par un processeur.
L'invention concerne également un dispositif de contrôle comprenant un calculateur configuré pour mettre en œuvre un tel procédé.
L'invention concerne en outre un ensemble comprenant au moins deux chaînes d'organes configurées pour fonctionner en synergie et fournir ensemble une puissance nécessaire à un aéronef pendant une phase de vol, l'ensemble étant caractérisé en ce qu'il comprend un tel dispositif de contrôle.
L'invention concerne aussi un aéronef comprenant au moins deux chaînes d'organes configurées pour fonctionner en synergie et fournir ensemble une puissance nécessaire à un aéronef pendant une phase de vol, l'aéronef étant caractérisé en ce qu'il comprend un calculateur configuré pour mettre en œuvre un tel procédé.
BREVE DESCRIPTION DES DESSINS
L'invention sera mieux comprise à la lumière de la description qui suit, laquelle est purement illustrative et non limitative, et doit être lue en regard des figures annexées parmi lesquelles :
La figure 1 est une vue schématique d'un aéronef à propulsion hybride électrique ; La figure 2 est une vue représentant partiellement et schématiquement l'architecture de la propulsion hybride électrique de l'aéronef illustré à la figure 1 ;
La figure 3 illustre un procédé de vérification de la puissance maximale disponible de différents organes d'un aéronef selon un mode de réalisation de l'invention.
DESCRIPTION DETAILLEE DE L'INVENTION
En référence à la figure 1, un aéronef 1 à décollage et atterrissage verticaux (appelé aussi « Vertical Take- Off and Landing aircraft » ou « VTOL »), ici de type drone, comprend un système propulsif comportant quatre hélices Hl, H2, H3, H4 servant à la fois à la propulsion et à la sustentation de l'aéronef 1. Chacune des hélices Hl, H2, H3, H4 est entraînée en rotation par un premier moteur Ml.l, M2.1, M3.1, M4.1 électrique et un deuxième moteur Ml.2, M2.2, M3.2, M4.2 électrique. Le premier moteur Ml.l, M2.1, M3.1, M4.1 est dimensionné pour fournir la puissance minimum nécessaire à la propulsion et à la sustentation de l'aéronef 1 en cas de panne du deuxième moteur Ml.2, M2.2, M3.2, M4.2, et inversement. En conditions normales de fonctionnement, la moitié de la puissance requise par l'hélice Hl, H2, H3, H4 est fournie par le premier moteur Ml.l, M2.1, M3.1, M4.1, l'autre moitié étant fournie par le deuxième moteur Ml.2, M2.2, M3.2, M4.2 afin de minimiser l'usure des composants électriques et mécaniques desdits premier et deuxième moteurs Ml.l, Ml.2, M2.1, M2.2, M3.1, M3.2, M4.1, M4.2.
Le système propulsif comprend également un turbogénérateur TG relié à un premier distributeur D10 de puissance électrique alimentant les premiers moteurs Ml.l, M2.1, M3.1, M4.1, et à un deuxième distributeur D20 de puissance électrique alimentant les deuxièmes moteurs Ml.2, M2.2, M3.2, M4.2. Une première batterie BATI est reliée également au première distributeur D10 et est dimensionnée pour compléter la puissance fournie par le turbogénérateur TG et pallier à une panne de ce dernier. De manière similaire, une deuxième batterie BAT2 est reliée au deuxième distributeur D20 et est dimensionnée pour compléter la puissance fournie par le turbogénérateur TG et pallier à une panne de ce dernier.
Ainsi, les premiers moteurs Ml.l, M2.1, M3.1, M4.1 et les deuxièmes moteurs Ml.2, M2.2, M3.2, M4.2 fonctionnent en synergie deux à deux pour entraîner en rotation les hélices Hl, H2, H3, H4. Les premier et deuxième distributeurs DIO, D20 fonctionnent en synergie pour alimenter les premiers moteurs Ml.l, M2.1, M3.1, M4.1 et les deuxièmes moteurs Ml. 2, M2.2, M3.2, M4.2. Le turbogénérateur TG et la première batterie BATI fonctionnent en synergie pour alimenter le premier distributeur D10. Le turbogénérateur TG et la deuxième batterie BAT2 fonctionnent en synergie pour alimenter le deuxième distributeur D20.
Quatre situations de panne peuvent être envisagées sur le système propulsif de l'aéronef 1 :
- le premier moteur Ml.l, M2.1, M3.1, M4.1 ou le deuxième moteur Ml.2, M2.2, M3.2, M4.2 d'une hélice Hl, H2, H3, H4 tombe en panne : le moteur restant actif est alors sollicité à un niveau de puissance bien supérieur à sa puissance nominale afin de compenser la perte de l'autre moteur (la sollicitation des premier et deuxième distributeurs D10, D20, du turbogénérateur TG et des première et deuxième batteries BATI, BAT2 est modifiée dans une moindre mesure) ;
- la première batterie BATI ou la deuxième batterie BAT2 tombe en panne : une solution consiste à ce que le turbogénérateur TG compense la panne de la batterie BATI, BAT2 de façon à fournir l'intégralité de la puissance électrique nécessaire aux premiers et deuxièmes moteurs Ml.l, M2.1, M3.1, M4.1, Ml.2, M2.2, M3.2, M4.2 pour satisfaire les minima de sécurité de l'aéronef 1 (la sollicitation des premier et deuxième distributeurs DIO, D20 restent alors équilibrée et le turbogénérateur TG est sollicité à un niveau de puissance significativement supérieur à sa puissance normale de fonctionnement), une autre solution consiste à déséquilibrer la sollicitation des premier et deuxième distributeurs DIO, D20 afin de répartir la puissance requise sur le turbogénérateur TG et sur l'une des première et deuxième batteries BATI, BAT2 ;
- le turbogénérateur TG tombe en panne : les première et deuxième batterie BATI, BAT2 doivent alors fournir l'intégralité de la puissance électrique nécessaire aux premiers et deuxièmes moteurs Ml.l, M2.1, M3.1, M4.1, Ml.2, M2.2, M3.2, M4.2 pour satisfaire les minima de sécurité de l'aéronef 1, ce qui les sollicite à un niveau de puissance généralement proche de leur puissance maximale de fonctionnement ;
- le premier distributeur D10 ou le deuxième distributeur D20 tombe en panne (par exemple à cause d'un court- circuit ou de la rupture d'un câble électrique) : l'ensemble des moteurs Ml.l, Ml.2, M2.1, M2.2, M3.1, M3.2, M4.1, M4.2 alimentés par la chaîne de distribution DIO, D20 restante vont alors fonctionner à un niveau de puissance bien supérieur à leur puissance nominale, tout comme le turbogénérateur TG et la batterie BATI, BAT2 correspondante .
La figure 2 représente de manière schématique l'architecture du système propulsif de l'aéronef 1. Pour plus de clarté, seules les hélices Hl, H2 sont représentées.
Le turbogénérateur TG délivre une puissance électrique WelO au premier distributeur D10 et une puissance électrique We20 au deuxième distributeur D20. De manière similaire, la première batterie BATI délivre une puissance électrique Well au premier distributeur DIO et la deuxième batterie BAT2 délivre une puissance électrique We21 au deuxième distributeur D20.
Le premier distributeur D10 délivre à son tour une puissance électrique Wel.l au premier moteur Ml.1 de l'hélice H1 et une puissance électrique We2.1 au premier moteur M2.1 de l'hélice H2. De manière similaire, le deuxième distributeur D20 délivre une puissance électrique Wel.2 au deuxième moteur Ml.2 de l'hélice H1 et une puissance électrique We2.2 au deuxième moteur M2.2 de l'hélice H2.
Le premier moteur Ml.1 et le deuxième moteur Ml.2 délivrent respectivement une puissance mécanique Wml.1 et une puissance mécanique Wml.2 servant toutes deux à entraîner en rotation l'hélice H1. De manière similaire, le premier moteur M2.1 et le deuxième moteur M2.2 délivrent respectivement une puissance mécanique Wm2.1 et une puissance mécanique Wm2.2 servant toutes deux à entraîner en rotation l'hélice H2. En fonctionnement normal, la puissance mécanique nécessaire à l'entraînement en rotation des hélices Hl, H2 est répartie équitablement sur le premier moteur Ml.l, M2.1 et le deuxième moteur Ml.2, M2.2 correspondants.
L'hélice Hl, le premier moteur Ml.l, le deuxième moteur Ml.2, les premier et deuxième distributeurs D10, D20, les première et deuxième batteries BATI, BAT2 et le turbogénérateur TG forment chacun un organe d'une première chaîne propulsive de l'aéronef 1. On comprend que ces « organes » ou « organes de puissance » ont un rôle direct dans la production et l'exploitation de la puissance nécessaire au vol de l'aéronef 1. De manière similaire, l'hélice H2, le premier moteur M2.1, le deuxième moteur M2.2, les premier et deuxième distributeurs D10, D20, les première et deuxième batteries BATI, BAT2 et le turbogénérateur TG forment chacun un organe d'une deuxième chaîne propulsive de l'aéronef 1. Ainsi, les premier et deuxième distributeurs DIO, D20, les première et deuxième batteries BATI, BAT2 et le turbogénérateur TG sont des organes communs aux première et deuxième chaînes propulsives de l'aéronef 1.
L'aéronef 1 est en outre équipé d'un dispositif de contrôle comprenant un calculateur CAL configuré pour agir :
- sur les premiers et deuxièmes moteurs Ml.l, Ml.2, M2.1, M2.2 via des instructions de commande Cl.l, Cl.2, C2.1, C2.2 ;
- sur les premier et deuxième distributeurs DIO, D20 via des instructions de commande CIO, C20 ; et
- sur le turbogénérateur TG via des instructions de commande Cl.
On notera que les premier et deuxième distributeurs DIO, D20 peuvent comprendre des convertisseurs électriques actifs permettant au calculateur CAL de faire varier, via les commandes d'instruction CIO, C20, la puissance délivrée par les première et deuxième batteries BATI, BAT2 et/ou le turbogénérateur TG.
Le calculateur CAL permet ainsi d'agir sur chacun des organes des première et deuxième chaînes propulsives de l'aéronef 1 de manière, notamment en cas de panne de l'un des organes, à mettre l'organe, qui fonctionne en synergie avec l'organe défaillant, à un régime de puissance maximal et à ajuster la puissance fournie par les autres organes de façon à satisfaire les minima de sécurité de l'aéronef 1.
Le calculateur CAL est également configuré pour acquérir des mesures de différents paramètres de fonctionnement pour chacun des organes des première et deuxième chaînes propulsives. En particulier, le calculateur CAL peut acquérir : - des mesures mécaniques et thermiques MMI.I, MMI.2, MM2.I, MM2.2 pour chacun des premiers et deuxièmes moteurs Ml.l, Ml.2, M2.1, M2.2 parmi lesquelles la vitesse de rotation effective, le couple transmis et la température de fonctionnement (prise par exemple au niveau de bobinages ou de transistors de puissance des premiers et deuxièmes moteurs Ml.l, Ml.2, M2.1, M2.2) ;
- des mesures électriques MEI.I, MEI.2, ME2.I, ME2.2 pour chacun des premiers et deuxièmes moteurs Ml.l, Ml.2, M2.1, M2.2 parmi lesquelles le courant électrique circulant dans le bobinage des premiers et deuxièmes moteurs Ml.l, Ml.2, M2.1, M2.2, la tension et/ou le courant d'alimentation desdits premiers et deuxièmes moteurs Ml.l, Ml.2, M2.1, M2.2 ;
- des mesures électriques Mio, M20 pour chacun des deux distributeurs DIO, D20 parmi lesquelles le courant IDIO, ID2O et la tension VDIO, VD2O traversant lesdits distributeurs DIO, D20 ;
- des mesures mécaniques et thermiques MMI et électrique MEI du turbogénérateur TG parmi lesquelles la température et la vitesse de rotation de la turbine du turbogénérateur TG, le couple fourni par ladite turbine pour entraîner la génératrice d'électricité du turbogénérateur TG, le courant circulant dans le bobinage de ladite génératrice...
Selon l'invention, le calculateur CAL est en outre configuré pour mettre en œuvre un procédé de vérification de la puissance maximale disponible des organes du système propulsif de l'aéronef 1, le procédé de vérification comportant les étapes suivantes (figure 3) : • pour chacun des premiers moteurs Ml.l, M2.1 : mettre, via la commande Cl.l, C2.1, le premier moteur Ml.l, M2.1 à un régime sensiblement égal à un régime de puissance maximale PM permettant de satisfaire les minima de sécurité de l'aéronef 1 (étape 10), de préférence sous une tension électrique faible de façon à précipiter les pannes latentes que pourraient présenter le premier moteur Ml.l, M2.1 en sollicitant fortement les composants électriques constituant ledit premier moteur Ml.l, M2.1 ; ajuster, via la commande Cl.2, C2.2, la puissance Wml.2, Wm2.2 fournie par le deuxième moteur Ml.2, M2.2 fonctionnant en synerqie avec le premier moteur Ml.l, M2.1 de sorte que le premier moteur Ml.l, M2.1 et le deuxième moteur Ml.2, M2.2 continuent à fournir la puissance nécessaire à l'aéronef 1 pendant la phase de vol (étape 20) ; déterminer la puissance Wml.l, Wm2.1 fournie par le premier moteur Ml.l, M2.1 mis au régime de puissance maximale PM (étape 30) ; et déduire de la puissance Wml.l, Wm2.1 une information relative à la puissance maximale disponible du premier moteur Ml.l, M2.1 (étape 50) ;
• pour chacun des deuxièmes moteurs Ml.2, M2.2 : mettre, via la commande Cl.2, C2.2, le deuxième moteur Ml.2, M2.2 à un régime sensiblement égal à un régime de puissance maximale PM permettant de satisfaire les minima de sécurité de l'aéronef 1 (étape 10), de préférence sous une tension électrique faible de façon à précipiter les pannes latentes que pourraient présenter le deuxième moteur Ml.2, M2.2 en sollicitant fortement les composants électriques constituant ledit deuxième moteur Ml.2, M2.2 ; ajuster, via la commande Cl.l, C2.1, la puissance Wml.l, Wm2.1 fournie par le premier moteur Ml.l, M2.1 fonctionnant en synergie avec le deuxième moteur Ml.2, M2.2 de sorte que le premier moteur Ml.l, M2.1 et le deuxième moteur Ml.2, M2.2 continuent à fournir la puissance nécessaire à l'aéronef 1 pendant la phase de vol (étape 20) ; déterminer la puissance Wml.2, Wm2.2 fournie par le deuxième moteur Ml.2, M2.2 mis au régime de puissance maximale à vérifier (étape 30) ; et déduire de la puissance Wml.2, Wm2.2 une information relative à la puissance maximale disponible du deuxième moteur Ml.2, M2.2 (étape 50) ;
• pour la première batterie BATI : mettre, via la commande CIO, la première batterie BATI à un régime sensiblement égal à un régime de puissance maximale PM permettant de satisfaire les minima de sécurité de l'aéronef 1 (étape 10) ; ajuster, via la commande Cl, la puissance WelO fournie par le turbogénérateur TG de sorte que la première batterie BATI et le turbogénérateur TG continuent à fournir la puissance nécessaire à l'aéronef 1 pendant la phase de vol (étape 20) ; déterminer la puissance Well fournie par la première batterie BATI mis au régime de puissance maximale PM (étape 30) ; et déduire de la puissance Well une information relative à la puissance maximale disponible de la première batterie BATI (étape 50) ;
• pour la deuxième batterie BAT2 : mettre, via la commande C20, la deuxième batterie BAT2 à un régime sensiblement égal à un régime de puissance maximale PM permettant de satisfaire les minima de sécurité de l'aéronef 1 (étape 10) ; ajuster, via la commande Cl, la puissance We20 fournie par le turbogénérateur TG de sorte que la deuxième batterie BAT2 et le turbogénérateur TG continuent à fournir la puissance nécessaire à l'aéronef 1 pendant la phase de vol (étape 20) ; déterminer la puissance We21 fournie par la deuxième batterie BAT2 mis au régime de puissance maximale PM (étape 30) ; déduire de la puissance We21 une information relative à la puissance maximale disponible de la deuxième batterie BAT2 (étape 50) ;
• pour le turbogénérateur TG : mettre, via la commande Cl, le turbogénérateur TG à un régime sensiblement égal à un régime de puissance maximale PM permettant de satisfaire les minima de sécurité de l'aéronef 1 (étape 10) ; ajuster, via la commande CIO, la puissance Well fournie par la première batterie BATI (ou, via la commande C20, la puissance We21 fournie par la deuxième batterie BAT2) de sorte que le turbogénérateur TG et la première batterie BATI (ou la deuxième batterie BAT2) continuent à fournir la puissance nécessaire à l'aéronef 1 pendant la phase de vol (étape 20) ; déterminer la puissance WelO (ou la puissance We20) fournie par le turbogénérateur TG mis au régime de puissance maximale PM (étape 30) ; déduire de la puissance WelO (ou de la puissance We20) une information relative à la puissance maximale disponible du turbogénérateur TG (étape 50) ;
• pour chacune des deux distributeurs D10, D20 : mettre, via les commandes CIO, C20, l'un des distributeurs D10, D20 à un régime sensiblement égal à un régime de puissance maximale PM permettant de satisfaire les minima de sécurité de l'aéronef 1 (étape 10) ; ajuster, via la commande CIO, C20, la puissance Wel.2, We2.2, Wel.l, We2.1 fournie par l'autre des distributeurs D10, D20 de sorte que les distributeurs D10, D20 continuent à fournir la puissance nécessaire à l'aéronef 1 pendant la phase de vol (étape 20) ; déterminer la puissance Wel.l, We2.1, Wel.2, We2.2, fournie par le distributeur D10, D20 mis au régime de puissance maximale PM (étape 30) ; et déduire de la puissance Wel.l, We2.1, Wel.2, We2.2 une information relative à la puissance maximale disponible du distributeur DIO, D20 mis au régime de puissance maximale PM (étape 50).
On notera qu'on entend ici par « régime » les conditions de fonctionnement de l'organe considéré. Il s'agit du couple « vitesse de rotation / couple » pour les moteurs Ml.l, M2.1, M3.1, M4.1, Ml.2, M2.2, M3.2, M4.2, du couple « tension / courant batterie » pour les batteries BATI, BAT2 et du couple « tension / courant du turbogénérateur » pour le turbogénérateur TG...
On comprendra que chacun des organes du système propulsif est testé à un régime de puissance maximale prédéterminé afin de s'assurer que l'ensemble des organes n'a pas de panne latente, lesdits organes étant testés les uns après les autres ou par lots lorsque le régime de puissance maximale est identique.
La puissance propulsive PprOp nécessaire à l'aéronef 1 pendant la phase de vol est par exemple renseignée au dispositif de contrôle, notamment au calculateur CAL, par l'intermédiaire d'une interface utilisateur reliée au dispositif de contrôle. L'interface utilisateur peut en outre être configurée pour afficher des informations d'état de l'aéronef 1 à l'attention d'un pilote ou d'un opérateur.
Le dispositif de contrôle comprend en outre une mémoire dans laquelle est enregistrée, pour chacun des organes des deux chaînes propulsives, une puissance seuil Ps prédéterminée correspondant à une puissance minimale à atteindre par l'organe mis au régime de puissance maximale PM en cas de panne de celui fonctionnant en synergie.
Le calculateur CAL compare alors la puissance Wml.l, Wml.2, Wm2.1, Wm2.2, Wel.l, We2.1, Wel.2, We2.2, Well, WelO, We20, We21 fournie par l'organe mis au régime de puissance maximale PM à la puissance seuil Ps de manière à s'assurer que la puissance fournie est supérieure ou égale à la puissance seuil Ps (étape 40).
Plus précisément, si la puissance Wml.l, Wml.2, Wm2.1, Wm2.2, Wel.l, We2.1, Wel.2, We2.2, Well, WelO, We20, We21 fournie par l'organe mis au régime de puissance maximale PM est supérieure ou égale à la puissance seuil Ps, le calculateur CAL est configuré pour commander à l'interface utilisateur d'informer le pilote ou l'opérateur que l'organe mis au régime de puissance maximale PM peut fournir la puissance seuil Ps . La puissance seuil Ps correspond alors à la puissance minimale garantie en cas de panne de l'organe dont la puissance est ajustée. Dans le cas contraire, si la puissance fournie est inférieure à la puissance seuil Ps, le calculateur CAL est configuré pour commander à l'interface utilisateur d'informer le pilote ou l'opérateur que l'organe mis au régime de puissance maximale PM ne peut pas fournir la puissance minimale garantie et qu'il est nécessaire de programmer une action de maintenance sur ledit organe.
Le calculateur CAL peut déterminer la puissance Wml.l, Wml.2, Wm2.1, Wm2.2 fournie par chacun des premiers et deuxièmes moteurs Ml.l, Ml.2, M2.1, M2.2 à partir des mesures mécaniques MMI.I, MMI.2, MM2.I, MM2.2 et/ou à partir des mesures électriques MEI.I, MEI.2, ME2.I, ME2.2 acquises par le calculateur CAL.
Le calculateur CAL peut déterminer la puissance Wel.l, Wel.2, We2.1, We2.2 fournie par chacun des distributeurs D10, D20 à partir des mesures électriques Mio, M20 acquises par le calculateur CAL.
Le calculateur CAL peut déterminer la puissance WelO, We20 fournie par le turbogénérateur TG à partir des mesures électriques MEI acquises par le calculateur CAL.
Le calculateur CAL peut également être configuré pour comparer la température T mesurée du moteur Ml.l, Ml.2, M2.1, M2.2 mis au régime de puissance maximale PM à une température seuil Ts prédéterminée enregistrée dans la mémoire du dispositif de contrôle, de manière à s'assurer que la température mesurée est inférieure à la température seuil Ts (étape 60).
Plus précisément, si la température T du moteur Ml.l, Ml.2, M2.1, M2.2 mis au régime de puissance maximale PM est inférieure à la température seuil Ts, le calculateur CAL est configuré pour commander à l'interface utilisateur d'informer le pilote ou l'opérateur que la température du moteur Ml.l, Ml.2, M2.1, M2.2 mis au régime de puissance maximale PM ne dépasse pas la température seuil Ts, c'est- à-dire qu'il n'y a pas de surchauffe dudit moteur Ml.l, Ml.2, M2.1, M2.2 lorsque ce dernier est à une vitesse de rotation maximale correspondant au régime de puissance maximale PM.
Dans le cas contraire, c'est-à-dire si la température T mesurée du moteur Ml.l, Ml.2, M2.1, M2.2 mis au régime de puissance maximale PM est supérieure ou égale à la température seuil Ts, le calculateur CAL est configuré pour commander à l'interface utilisateur d'informer le pilote ou l'opérateur que le moteur Ml.l, Ml.2, M2.1, M2.2 mis au régime de puissance maximale PM surchauffe et qu'il est nécessaire de programmer une action de maintenance sur ledit moteur Ml.l, Ml.2, M2.1, M2.2.
Le calculateur CAL peut également être configuré pour comparer la vitesse de rotation V mesurée sur le moteur Ml.l, Ml.2, M2.1, M2.2 mis au régime de puissance maximale PM à une vitesse de rotation seuil Vs enregistrée dans la mémoire du dispositif de contrôle, de manière à s'assurer que la vitesse de rotation V mesurée est supérieure ou égale à la vitesse de rotation seuil Vs (étape 60).
Plus précisément, si la vitesse de rotation V du moteur Ml.l, Ml.2, M2.1, M2.2 mis au régime de puissance maximale PM est supérieure ou égale à la vitesse de rotation seuil Vs, le calculateur CAL est configuré pour commander à l'interface utilisateur d'informer le pilote ou l'opérateur que le moteur Ml.l, Ml.2, M2.1, M2.2 mis au régime de puissance maximale PM peut atteindre la vitesse de rotation seuil Vs lorsque ce dernier est à la température maximale correspondant au régime de puissance maximale PM.
Dans le cas contraire, c'est-à-dire si la vitesse de rotation V du moteur Ml.l, Ml.2, M2.1, M2.2 mis au régime de puissance maximale PM est inférieure à la vitesse de rotation seuil Vs, le calculateur CAL est configuré pour commander à l'interface utilisateur d'informer le pilote ou l'opérateur que la vitesse de rotation du moteur Ml.l, Ml.2, M2.1, M2.2 mis au régime de puissance maximale PM est limitée par la température maximale correspondant au régime de puissance maximale PM et qu'il est nécessaire de faire programmer une action de maintenance sur ledit moteur Ml.l, Ml.2, M2.1, M2.2.
Le calculateur CAL peut également être configuré pour comparer la température Tg mesurée sur le turbogénérateur TG mis au régime de puissance maximale PM à une température seuil Tgs prédéterminée enregistrée dans la mémoire du dispositif de contrôle, de manière à s'assurer que la température Tg mesurée est inférieure à la température seuil Tgs (étape 60).
Plus précisément, si la température Tg du turbogénérateur TG mis au régime de puissance maximale PM est inférieure à la température seuil Tgs, le calculateur CAL est configuré pour commander à l'interface utilisateur d'informer le pilote ou l'opérateur que la température du turbogénérateur TG mis au régime de puissance maximale PM ne dépasse pas la température seuil Tgs, c'est-à-dire qu'il n'y a pas de surchauffe dudit turbogénérateur TG lorsque la turbine de ce dernier est à la vitesse de rotation maximale correspondant au régime de puissance maximale PM.
Dans le cas contraire, c'est-à-dire si la température Tg mesurée du turbogénérateur TG mis au régime de puissance maximale PM est supérieure ou égale à la température seuil Tgs, le calculateur CAL est configuré pour commander à l'interface utilisateur d'informer le pilote ou l'opérateur que la température du turbogénérateur TG mis au régime de puissance maximale PM surchauffe et qu'il est nécessaire de programmer une action de maintenance sur ledit turbogénérateur TG.
Pour minimiser le risque que le comportement du système propulsif soit impacté par la potentielle limitation ou perte de l'un des organes testés, et conduise à un impact significatif sur la charge de travail de l'équipage, le procédé de vérification est automatiquement interrompu lorsque l'une au moins des conditions suivantes est remplie :
- la puissance fournie par l'organe mis au régime de puissance maximale PM est inférieure ou égale à la puissance seuil Ps ;
- un paramètre de l'organe mis au régime de puissance maximale de décollage PMD est inférieur ou supérieur à un seuil prédéterminé (par exemple, la vitesse de rotation de l'un des moteurs Ml.l, Ml.2, M2.1, M2.2 est inférieure à la vitesse de rotation seuil Vs, la température de l'un des moteurs Ml.l, Ml.2, M2.1, M2.2 est supérieure à la température Ts, la température du turbogénérateur est supérieure à la température seuil Tgs...) ;
- une panne est détectée sur l'organe mis au régime de puissance maximale PM.
De préférence, le procédé de vérification est réalisé lors de chaque vol pour chacun des organes du système propulsif. En d'autres termes, on vérifie de préférence à chaque vol la puissance maximale que peut fournir chacun des organes du système propulsif.
Par ailleurs, le procédé de vérification est de préférence réalisé pendant une phase de vol au cours de laquelle l'effet d'une panne de l'un des organes serait minimal, par exemple au cours d'une phase de croisière, à proximité d'une surface de déroutement.
Le procédé de vérification permet de s'assurer que l'ensemble des organes du système propulsif peut délivrer la puissance maximale à chaque régime, notamment aux régimes correspondant à des puissances particulièrement élevées comme au décollage (régime PMD) ou au régime OEI.
En particulier, le fait d'utiliser le régime de puissance maximale PM pour vérifier la puissance maximale disponible de chacun des organes est particulièrement avantageux dans la mesure où à ce régime, le niveau de puissance fourni par l'organe ne risque pas de l'endommager significativement s'il n'a pas de panne latente.
Le fait d'utiliser le régime de puissance maximale PM pour vérifier la puissance maximale disponible de chacun des organes présente en outre les avantages de :
- précipiter des pannes dormantes ou latentes des organes ;
- réduire la durée d'exposition aux pannes dormantes, notamment lorsque le procédé de vérification est réalisé à chaque vol pour chacun des organes ;
- provoquer une éventuelle défaillance de l'organe mis au régime de puissance maximale de décollage PMD dans des conditions de vol, notamment en phase de croisière, dans des conditions où les conséquences d'une telle défaillance sont minimisées (en cas de défaillance de l'un des organes, l'autre des organes fonctionnant en synergie sera moins sollicité en phase de croisière que dans une autre phase de vol, ce qui limite les risques d'effets en cascade, c'est-à-dire la perte de l'organes, puis de l'autre des organes) ;
- limiter voire éviter les opérations de maintenance et donc les interventions humaines sur les organes qui peuvent elles-mêmes générer de nouveaux risques et immobiliser l'aéronef ;
- pouvoir être complété par un contrôle EPC ; et
- permettre l'application du procédé de vérification sur tout type de vol, et en particulier un vol commercial.
Les paramètres de fonctionnement des différents organes récoltés au cours du procédé de vérification peuvent en outre être stockés dans la mémoire du dispositif de contrôle en vue d'être analysés au sol de manière à déterminer si les organes peuvent continuer ou non à être utilisés. Les résultats de ces analyses permettent par exemple de mieux garantir la disponibilité de puissance maximale de chacun des organes à chaque régime pour les prochains vols.
Par ailleurs, le procédé de vérification présente également l'avantage de pouvoir être réalisé sur n'importe quel type de vol (commercial ou technique) et de ne pas perturber ce dernier que ce soit en termes de vitesses, d'altitude...
Il peut être vérifié au préalable que la puissance électrique consommée par l'aéronef 1 est suffisante pour permettre d'amener les organes du système propulsif à leur régime de puissance maximale ou à son voisinage. Pour cela, les étapes suivantes sont réalisées :
- mesurer des paramètres de fonctionnement du système propulsif permettant d'évaluer la puissance délivrée par chacun des organes dont la puissance maximale disponible est amenée à être déterminée (les paramètres mesurés sont par exemple la vitesse de rotation des moteurs Ml.l, Ml.2, M2.1, M2.2, le courant électrique circulant dans les bobinages desdits moteurs Ml.l, Ml.2, M2.1, M2.2, le courant électrique débité par les batteries BATI, BAT2 ou par le turbogénérateur TG), la période de mesure devant être suffisamment longue (plusieurs secondes, voire dizaines de secondes) pour permettre d'avoir une estimation de la puissance moyenne consommée et rejeter les variations transitoires brèves ;
- déterminer la puissance consommée par chaque groupe d'organes à partir des paramètres mesurés (les groupes d'organes peuvent par exemple être les moteurs Ml.l, Ml.2, M2.1, M2.2 d'une même hélice Hl, H2, la batterie et le turbogénérateur alimentant une même chaine de propulsion...) ;
- comparer la puissance consommée par chaque groupe d'organes avec une puissance seuil prédéterminé garantissant la capacité du groupe à réaliser la vérification de disponibilité de la puissance maximale dans des conditions de fonctionnement et de sécurité satisfaisantes ;
- autoriser la vérification de disponibilité de la puissance maximale lorsque la puissance consommée de chaque groupe d'organes est supérieure à la puissance seuil définie pour chacun d'entre eux.
Le procédé de vérification peut aussi comprendre une étape supplémentaire de collecte de données des organes du système propulsif et d'enrichissement d'un modèle permettant une analyse prédictive de besoins d'actions de maintenance pour chacun desdits organes du système propulsif. Cette analyse peut par exemple être réalisée en suivant le niveau et la tendance des paramètres mesurés dans le temps. Le personnel de maintenance pourra ainsi être informé d'une opération de maintenance à venir sur un ou plusieurs des organes, notamment lorsque le niveau d'un des paramètres se dégrade plus rapidement que les autres, tout en restant dans une plage acceptable.
Bien entendu, l'invention n'est pas limitée au mode de réalisation décrit mais englobe toute variante entrant dans le champ de l'invention telle que définie par les revendications . L'architecture du système propulsif de l'aéronef peut comprendre aussi bien des moteurs électriques que des moteurs thermiques pouvant correspondre à des carburants variés (kérosène, dihydrogène...). Autrement dit, l'un ou plusieurs des moteurs Ml.l, Ml.2, M2.1, M2.2 de l'aéronef 1 peuvent par exemple être remplacés par des moteurs thermiques .
L'architecture du système propulsif de l'aéronef peut comprendre aussi bien des batteries que des piles à combustible ou d'autres sources d'énergie électrique. Autrement dit, le turbogénérateur et/ou l'une des batteries peuvent par exemple être remplacés par une pile à combustible .
Le procédé s'applique à tout architecture combinant différentes sources d'énergie, de distribution et de transformation de puissance.
Le procédé s'applique à tout type d'aéronef : VTOL (« Vertical Take-Off and Landing aircraft »), STOL (« Short Take-Off and Landing aircraft »), ou des aéronefs classiques...
Les organes du système propulsif peuvent être testés individuellement ou par groupe.
Le régime de puissance maximale PM peut, par exemple, correspondre au régime de puissance maximale au décollage.
L'aéronef peut être à voilure fixe ou tournante, habité ou non habité, à décollage vertical, court ou long...

Claims

REVENDICATIONS
1. Procédé de vérification d'une puissance maximale disponible d'organes d'un système propulsif d'un aéronef (1) comprenant des premiers organes (Ml.l, M2.1, D10, TG, BATI) dimensionnés pour compenser une défaillance de deuxièmes organes du système propulsif (Ml.2, M2.2, D20, TG, BAT2) en fournissant une puissance maximale pour maintenir l'aéronef dans un domaine de fonctionnement de sécurité, les premiers organes comprenant une source de puissance électrique (TG, BATI, BAT2), un organe de distribution (DIO, D20) de la puissance électrique fournie par la source de puissance électrique et un organe de transformation (Ml.l, Ml.2, M2.1, M2.2) de la puissance fournie par l'organe de distribution, le procédé comprenant les étapes suivantes pour chacun des premiers organes :
- mettre le premier organe à un régime sensiblement égal à un régime de puissance maximale (PM) ;
- ajuster une puissance fournie par le deuxième organe fonctionnant en synergie avec le premier organe de sorte que le premier organe et le deuxième organe contribuent à fournir la puissance nécessaire à l'aéronef pendant la phase de vol ;
- déterminer une puissance fournie par le premier organe mis au régime de puissance maximal ;
- déduire de la puissance déterminée une information relative à la puissance maximale disponible du premier organe.
2. Procédé selon la revendication 1, comprenant les étapes supplémentaires suivantes :
- déterminer une puissance seuil (Ps) correspondant à une puissance minimale à atteindre par le premier organe mis au régime de puissance maximale (PM), et
- comparer la puissance fournie par le premier organe à la puissance seuil (Ps).
3. Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, automatiquement interrompu lorsqu'au moins l'une des conditions suivantes est remplie :
- la puissance fournie par le premier organe (Ml.l, Ml.2, M2.1, M2.2, DIO, D20, TG, BATI, BAT2) mis au régime de puissance maximale (PM) est inférieure ou égale à une puissance seuil (Ps),
- un paramètre du premier organe mis au régime de puissance maximale (PM) est inférieur ou supérieur à un seuil prédéterminé (Vs, Ts, Tgs),
- une panne est détectée sur le premier organe mis au régime de puissance maximale de décollage (PMD).
4. Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, comprenant en outre l'étape de collecter des données des premiers organes (Ml.l, M2.1, D10, TG, BATI) pendant les autres étapes, et d'enrichir un modèle permettant une analyse prédictive de besoins d'actions de maintenance pour chacun desdits premiers organes.
5. Produit programme d'ordinateur comprenant des instructions pour l'exécution du procédé de selon l'une quelconque des revendications 1 à 4 lorsque ce programme est exécuté par un processeur.
6. Dispositif de contrôle comprenant un calculateur (CAL) configuré pour mettre en œuvre le procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 4.
7. Ensemble comprenant au moins deux chaînes d'organes configurées pour fonctionner en synergie et fournir ensemble une puissance nécessaire à un aéronef (1) pendant une phase de vol, l'aéronef étant caractérisé en ce qu'il comprend un dispositif de contrôle selon la revendication 6.
8. Aéronef (1) comprenant au moins deux chaînes d'organes configurées pour fonctionner en synergie et fournir ensemble une puissance nécessaire à un aéronef pendant une phase de vol, l'aéronef étant caractérisé en ce qu'il comprend un calculateur (CAL) configuré pour mettre en œuvre le procédé selon la revendication 1.
EP22817289.6A 2021-12-07 2022-12-06 Procede de verification de la puissance maximale disponible de differents organes d' une chaine propulsive d' un aeronef Pending EP4444620A1 (fr)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR2113077A FR3129923B1 (fr) 2021-12-07 2021-12-07 Procédé de vérification de la puissance maximale disponible de différents organes d’une chaîne propulsive d’un aéronef.
PCT/EP2022/084556 WO2023104777A1 (fr) 2021-12-07 2022-12-06 Procede de verification de la puissance maximale disponible de differents organes d' une chaine propulsive d' un aeronef

Publications (1)

Publication Number Publication Date
EP4444620A1 true EP4444620A1 (fr) 2024-10-16

Family

ID=80736143

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
EP22817289.6A Pending EP4444620A1 (fr) 2021-12-07 2022-12-06 Procede de verification de la puissance maximale disponible de differents organes d' une chaine propulsive d' un aeronef

Country Status (5)

Country Link
US (1) US20250033785A1 (fr)
EP (1) EP4444620A1 (fr)
CN (1) CN118401437A (fr)
FR (1) FR3129923B1 (fr)
WO (1) WO2023104777A1 (fr)

Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20240425188A1 (en) * 2023-06-26 2024-12-26 Pratt & Whitney Canada Corp. Testing secondary power system of aircraft powerplant

Family Cites Families (31)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20070240426A1 (en) * 2006-04-12 2007-10-18 General Electric Company Mehtod and controller for operating a gas turbine engine
US20170139894A1 (en) * 2010-09-20 2017-05-18 Welch Global Consulting, Inc. Method and system for dynamic data modeling for use in real-time computerized presentations
FR2986507B1 (fr) * 2012-02-06 2014-01-17 Eurocopter France Procede et dispositif pour realiser un controle de l'etat de sante d'un turbomoteur d'un aeronef pourvu d'au moins un turbomoteur
US20140222310A1 (en) * 2012-10-09 2014-08-07 United Technologies Corporation Engine monitor for a multi-engine system
US9193451B2 (en) * 2013-04-22 2015-11-24 Ival O. Salyer Aircraft using turbo-electric hybrid propulsion system for multi-mode operation
CA2996844A1 (fr) * 2014-08-29 2016-06-16 Tzunum, Inc. Chaine dynamique pour aeronef hybride electrique
US10793281B2 (en) * 2017-02-10 2020-10-06 General Electric Company Propulsion system for an aircraft
US10273019B2 (en) * 2017-03-06 2019-04-30 Rolls-Royce Corporation Distributed propulsion system power unit control
WO2018175349A1 (fr) * 2017-03-19 2018-09-27 Zunum Aero, Inc. Aéronef hybride-électrique, et procédés, appareil et systèmes destinés à faciliter ledit aéronef
FR3064680B1 (fr) * 2017-04-03 2019-04-05 Safran Helicopter Engines Procede de verification de la puissance maximale disponible d'une turbomachine d'un aeronef equipe de deux turbomachines
US20190005826A1 (en) * 2017-06-28 2019-01-03 Ge Aviation Systems, Llc Engine load model systems and methods
US11041446B2 (en) * 2018-02-23 2021-06-22 Rolls-Royce Corporation Gas turbine engine fuel additive control system
FR3079819B1 (fr) * 2018-04-10 2022-03-11 Safran Alimentation electrique des equipements non-propulsifs d'un aeronef
FR3080835B1 (fr) * 2018-05-03 2021-04-09 Safran Helicopter Engines Systeme propulsif pour un helicoptere
US10829239B2 (en) * 2018-08-09 2020-11-10 Bell Helicopter Textron Inc. Electrical load shed to increase available aircraft power
US11156128B2 (en) * 2018-08-22 2021-10-26 General Electric Company Embedded electric machine
US11437813B2 (en) * 2018-11-05 2022-09-06 Rolls-Royce North American Technologies Inc. System controller for a hybrid aircraft propulsion system
WO2020180372A2 (fr) * 2019-03-01 2020-09-10 United Technologies Advanced Projects, Inc. Fonctionnement en mode dégradé de systèmes de propulsion électrique hybrides
US11827348B2 (en) * 2019-03-21 2023-11-28 Gurkan ACIKEL VTOL tilting fuselage winged frame multirotor aircraft
FR3098496B1 (fr) * 2019-07-09 2021-06-18 Safran Architecture propulsive électrique pour un aéronef à décollage et atterrissage vertical multi-rotors et procédé de contrôle d’une telle architecture
FR3102143B1 (fr) * 2019-10-17 2023-09-22 Safran Helicopter Engines Système propulsif pour un hélicoptère
US11440673B2 (en) * 2019-11-19 2022-09-13 Ge Aviation Systems Llc Aircraft propulsion system with voltage regulator
FR3104138B1 (fr) * 2019-12-09 2024-03-08 Safran Helicopter Engines Système et procédé d’équilibrage d’au moins un paramètre à équilibrer d’un moteur électrique d’un système propulsif
US12028009B2 (en) * 2020-09-20 2024-07-02 The Boeing Company Protection system for aircraft electric propulsion motor and motor controller
FR3117450B1 (fr) * 2020-12-11 2024-03-01 Safran Helicopter Engines Système propulsif hybride pour un hélicoptère
FR3128198A1 (fr) * 2021-10-20 2023-04-21 Zipair Procédé de pilotage d’un groupe de poussée pour dispositif de propulsion
GB2613787A (en) * 2021-12-14 2023-06-21 Rolls Royce Plc Aircraft power and propulsion system
FR3130757B1 (fr) * 2021-12-17 2023-12-22 Safran Helicopter Engines Procédé de régulation de la vitesse de rotation d’un propulseur d’un groupe propulsif hybride pour aéronef, en situation de panne du système de régulation principal du moteur thermique du groupe propulsif hybride
US12384550B2 (en) * 2021-12-23 2025-08-12 Electra Aero, Inc. System and method for controlling flight path of a blown lift aircraft
KR20230121010A (ko) * 2022-02-09 2023-08-17 팅크웨어(주) 하이브리드 분산 추진 시스템이 적용된 비행체 및 그 제어 방법
US20230257128A1 (en) * 2022-02-11 2023-08-17 Pratt & Whitney Canada Corp. Hybrid-Electric Aircraft Propulsion System and Method for Operating the Same

Also Published As

Publication number Publication date
FR3129923B1 (fr) 2026-03-06
WO2023104777A1 (fr) 2023-06-15
CN118401437A (zh) 2024-07-26
FR3129923A1 (fr) 2023-06-09
US20250033785A1 (en) 2025-01-30

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP2886456B1 (fr) Procédé de gestion d'une installation motrice destinée à un aéronef à voilure tournante
EP2735512B1 (fr) Procédé et aéronef à voilure tournante muni de trois moteurs
CA2963694C (fr) Architecture d'un systeme propulsif d'un helicoptere comprenant un turbomoteur hybride et un systeme de reactivation de ce turbomoteur hybride
EP3095695B1 (fr) Procede pour activer un moteur electrique d'une installation hybride d'un aeronef multimoteur, et un aeronef
EP3607190B1 (fr) Procédé de vérification de la puissance maximale disponible d'une turbomachine d'un aéronef équipé de deux turbomachines
EP3109155B1 (fr) Procede de regulation d'une installation motrice trimoteur pour un aeronef a voilure tournante
CA2943486A1 (fr) Dispositif d'assistance pour une turbomachine a turbine libre d'un aeronef comprenant au moins deux turbomachines a turbine libre
FR3122642A1 (fr) Système de gestion d'énergie pour aéronef à source d'énergie hybride comprenant au moins une source d'électricité rechargeable et une source de génération d'électricité
EP3034834A1 (fr) Procédé de gestion d'une demande de puissance pour le fonctionnement d'un aéronef sans pilote équipé d'un moteur à combustion interne
EP2264297A1 (fr) Dispositif et procédé pour le démarrage d'un moteur à turbine équipant un hélicoptère, mettant en oeuvre une source d'énergie électrique comprenant des organes d'appoint à décharge
FR3037923A1 (fr) Procede de regulation d'une installation motrice trimoteur pour un aeronef a voilure tournante
WO2023105168A1 (fr) Procédé de protection en tension d'un système électrique multi sources
FR3079819A1 (fr) Alimentation electrique des equipements non-propulsifs d'un aeronef
EP2623749A1 (fr) Dispositif et procédé de régulation d'une installation motrice comportant au moins un turbomoteur, et aéronef
WO2023104777A1 (fr) Procede de verification de la puissance maximale disponible de differents organes d' une chaine propulsive d' un aeronef
FR3078057A1 (fr) Architecture de systeme propulsif d'un helicoptere bimoteurs
FR3067874A1 (fr) Systeme de controle d'alimentation electrique dans un aeronef
WO2024023462A1 (fr) Surveillance d'un systeme propulsif d'un aeronef
EP4414269B1 (fr) Procede de test d'une installation motrice hybride equipant un aeronef, programme d'ordinateur et aeronef associes
EP4371883B1 (fr) Procede d'autorisation de vol d'un aeronef ayant une installation motrice hybride munie d'au moins un moteur electrique et d'au moins un moteur thermique
WO2025229287A1 (fr) Unite de propulsion electrique d'aeronef
FR3152498A1 (fr) Dispositif de contrôle de recharge en vol pour aéronef hybride
FR3136131A1 (fr) Procédé et système de contrôle et de régulation de motorisations d’un groupe de propulsion et/ou de sustentation hybride pour aéronef
EP4644252A1 (fr) Systeme et procédé de gestion d'une source d'énergie dans une architecture de propulsion hybride électrique
FR3161420A1 (fr) Système de gestion d'énergie pour aéronef hybride

Legal Events

Date Code Title Description
STAA Information on the status of an ep patent application or granted ep patent

Free format text: STATUS: UNKNOWN

STAA Information on the status of an ep patent application or granted ep patent

Free format text: STATUS: THE INTERNATIONAL PUBLICATION HAS BEEN MADE

PUAI Public reference made under article 153(3) epc to a published international application that has entered the european phase

Free format text: ORIGINAL CODE: 0009012

STAA Information on the status of an ep patent application or granted ep patent

Free format text: STATUS: REQUEST FOR EXAMINATION WAS MADE

17P Request for examination filed

Effective date: 20240604

AK Designated contracting states

Kind code of ref document: A1

Designated state(s): AL AT BE BG CH CY CZ DE DK EE ES FI FR GB GR HR HU IE IS IT LI LT LU LV MC ME MK MT NL NO PL PT RO RS SE SI SK SM TR

DAV Request for validation of the european patent (deleted)
DAX Request for extension of the european patent (deleted)
STAA Information on the status of an ep patent application or granted ep patent

Free format text: STATUS: EXAMINATION IS IN PROGRESS

17Q First examination report despatched

Effective date: 20251028