EP4448934A1 - Procédé de gestion du couple d'une turbomachine - Google Patents

Procédé de gestion du couple d'une turbomachine

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Publication number
EP4448934A1
EP4448934A1 EP22847562.0A EP22847562A EP4448934A1 EP 4448934 A1 EP4448934 A1 EP 4448934A1 EP 22847562 A EP22847562 A EP 22847562A EP 4448934 A1 EP4448934 A1 EP 4448934A1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
torque
electric generator
electrical
load
control system
Prior art date
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Pending
Application number
EP22847562.0A
Other languages
German (de)
English (en)
Inventor
Jacques AURIOL
Matthieu Bruno François Foglia
Baptiste Jean-Marie RENAULT
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 Aircraft Engines SAS
Original Assignee
Safran Aircraft 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 Aircraft Engines SAS filed Critical Safran Aircraft Engines SAS
Publication of EP4448934A1 publication Critical patent/EP4448934A1/fr
Pending legal-status Critical Current

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Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D17/00—Regulating or controlling by varying flow
    • F01D17/02—Arrangement of sensing elements
    • F01D17/04—Arrangement of sensing elements responsive to load
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D15/00—Adaptations of machines or engines for special use; Combinations of engines with devices driven thereby
    • F01D15/10—Adaptations for driving, or combinations with, electric generators
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D19/00—Starting of machines or engines; Regulating, controlling, or safety means in connection therewith
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D21/00—Shutting-down of machines or engines, e.g. in emergency; Regulating, controlling, or safety means not otherwise provided for
    • F01D21/006—Arrangements of brakes

Definitions

  • TITLE Process for managing the torque of a turbomachine
  • the present invention relates, in general, to turbomachines for aircraft, and in particular turbomachines equipped with a fan or a variable-pitch propeller connected to a turbine via a shaft and a reduction gear and, more specifically, the management of torque peaks occurring during the operation of such turbomachines.
  • the invention relates to a method for managing the torque of a turbomachine comprising a turbine connected to a fan or to a variable-pitch propeller by a shaft and a reduction gear.
  • the reducer can be resized.
  • the teeth can be reinforced, the bearings increased in size and number of rolling elements, and the structural parts thickened in order to guarantee the reliability of the reducer.
  • One solution for not increasing the mass of the reducer is to predict and detect the appearance of torque peaks in order to lower the average torque level seen by the reducer just before the occurrence of the torque peak.
  • This detection, prediction and average torque drop is conventionally carried out from a measurement of the torque on the shaft on which the reducer and the turbine are mounted, as well as a control of the setting, that is to say the angle of inclination of the blades of the fan or variable pitch propeller.
  • the response time of the stall control is not sufficient to reject the fastest disturbances on the torque linked to the variations in the aircraft's take-off and to the variations in angle of attack and mach, in particular during take-off and in climb.
  • the object of the invention is therefore to remedy these drawbacks and to propose a method making it possible to reduce the torque of a turbine engine turbine connected via a shaft and a reduction gear to a fan or a variable-pitch propeller. when a torque peak occurs, and this in a sufficiently short time to reduce the torque transmitted to the reducer and protect the latter, without it being necessary to resize and increase the mass of the turbomachine.
  • a method for managing the torque of an aircraft turbomachine comprising a fan or a variable-pitch propeller connected to a turbine by a shaft and a reduction gear, and an electric generator connected to the shaft, the method comprising the following steps: measuring the torque on the shaft from a torque sensor; when the occurrence of a torque peak is measured by the torque sensor, the calculation of a turbine braking setpoint by a control system as a function of the measured torque; and in response to the braking setpoint, drawing off and transferring electrical power from the electrical generator to a load.
  • load is meant an electrical device connected to the turbomachine.
  • the braking setpoint can be calculated as a function of the difference between the measured torque and a maximum torque setpoint.
  • the load may be a dissipative load, the method comprising the adjustment by the control system of a resistance of the dissipative load for the withdrawal of electrical power from the electric generator to the dissipative load.
  • an electrical device connected to the turbomachine intended to absorb electrical energy in order to dissipate it.
  • the braking setpoint is calculated as a function of the thermal capacity of the dissipative load.
  • the dissipative load can be formed by the electric generator and the resistance is the internal resistance of the electric generator constituted by its winding.
  • the electric generator when the electric power is drawn off by the internal resistance of the electric generator, the electric generator is short-circuited from the electrical network of the aircraft.
  • a control of the variable pitch fan or propeller is performed by the control system in parallel with the adjustment of the resistance of the dissipative load.
  • the method may comprise the withdrawal and transfer of electrical power from the electrical generator to an electrical storage device or an electrical consumer.
  • the withdrawal and transfer of electrical power from the electrical generator is carried out to one or more loads, including one or more electrical storage devices and/or one or more electrical consumers and /or several dissipative loads.
  • the invention also relates to an aircraft turbomachine comprising a fan or a variable-pitch propeller connected to a turbine by a shaft and a reduction gear, and an electric generator connected to the shaft, the turbomachine comprising: a torque sensor configured to measure the torque on the shaft; a control system configured to calculate a turbine braking setpoint when the occurrence of a torque peak is measured by the torque sensor, and configured to draw and transfer electrical power from the electrical generator to a load in response to the braking setpoint.
  • the load may be a dissipative load
  • the control system being configured to adjust a resistance of the dissipative load in response to the braking setpoint for drawing off electrical power from the electrical generator to the dissipative load.
  • control system is configured to calculate the braking setpoint as a function of the thermal capacity of the dissipative load.
  • the dissipative load can be formed by the electric generator.
  • control system can include a computer for the electric generator configured to calculate the braking setpoint and adjust the internal resistance of the electric generator in response to the braking setpoint.
  • control system can be configured for the withdrawal and transfer of electrical power from the electrical generator to an electrical storage device or an electrical consumer.
  • the load is formed by the electrical storage device or the consumer.
  • control system in response to the braking setpoint, is configured for the withdrawal and transfer of electrical power from the electrical generator to one or more loads, including one or more electrical storage devices and/or a or several electrical consumers and/or several dissipative loads.
  • the invention also relates to an aircraft comprising at least one turbomachine as previously described. Brief description of the drawings
  • FIG 1 schematically illustrates an aircraft turbomachine according to one embodiment of the invention.
  • FIG 2 schematically illustrates an electric generator connected to a dissipative load of a turbomachine according to one embodiment of the invention.
  • FIG 3 illustrates braking logic according to one embodiment of the invention.
  • FIG 4 illustrates a dissipative load overheating protection logic according to one embodiment of the invention.
  • FIG 5 illustrates braking logic according to another embodiment of the invention.
  • Figure 1 schematically illustrates an aircraft turbine engine 1.
  • the turbomachine comprises a high pressure body 2 comprising a high pressure compressor and a high pressure turbine, and a low pressure body 3 comprising a low pressure compressor 4 and a low pressure turbine 5.
  • the low pressure body 3 is connected to a fan 6 via a shaft 7 and a reducer 8.
  • the fan 6 can be substituted by a variable-pitch propeller.
  • an electric generator 9 connected to the shaft 7 is arranged downstream of the low pressure turbine 5 and comprises a rotor 9a and a stator 9b.
  • the turbomachine 1 comprises a torque sensor 10 configured to measure the torque on the shaft 7, advantageously the torque at the input of the reducer 8, or the torque between the fan 6 and the output of the reducer 8, or even between the compressor low pressure turbine 4 and the low pressure turbine 5.
  • the turbomachine 1 also comprises a control system configured to calculate a braking setpoint for the low pressure turbine 5 when the occurrence of a torque peak is measured by the torque sensor 10.
  • braking setpoint we mean a torque limitation setpoint between the turbine, in this example the low pressure turbine 5 , and the fan 6.
  • control system is configured to adjust the resistor 11 of a dissipative load 12, visible in Figure 2.
  • the resistor 11 is a variable resistor.
  • control system may be able to adjust the torque on the shaft 7 of the low pressure body 3 according to the braking setpoint so as to draw off part of the electrical power from the electrical generator 9 towards the dissipative load.
  • control system comprises a regulation computer 13 configured to calculate the braking setpoint and a torque control computer 14 configured to adjust the resistance 11 of the dissipative load 12.
  • the regulation computer 13 is connected to the torque sensor 10 and to the torque control computer 14 by electrical connection, which can be analog or digital.
  • the regulation computer 13 is configured to control the setting of the fan 6.
  • the dissipative load 12 can be formed by the electric generator 9.
  • control system may include a computer for the electric generator 9 configured to calculate the braking setpoint and to adjust the internal resistance of the electric generator 9 in response to the braking setpoint.
  • the internal resistance or short-circuit resistance of the electric generator 9 allows the current electricity to circulate in the windings and thus transform the power into thermal energy dissipated by the windings.
  • the invention also relates to a method for managing the torque of the aircraft turbine engine 1 comprising the measurement of the torque on the shaft 7 from the torque sensor 10.
  • the torque considered is the driving torque of the low pressure body 3 transmitted by the shaft 7.
  • the torque on the shaft 7 is measured continuously during the operation of the turbomachine 1.
  • a braking setpoint for the low pressure turbine 5 is calculated by the control system from the measured torque.
  • the occurrence of a torque peak can be detected by measuring a torque disturbance, such as a transient phenomenon, by the torque sensor 10.
  • torque peak we mean a sudden increase in torque beyond a maximum threshold value.
  • the braking setpoint is calculated by the regulation computer 13 then communicated to the torque control computer 14.
  • the torque control computer 14 adjusts the resistance 1 1 of the dissipative load 12 so that part of the electric power of the electric generator 9 is dissipated towards the dissipative load 12.
  • the result of the current dissipation of the electric generator 9 through the dissipative load 12 is a limitation of the torque of the low pressure turbine 5.
  • the low pressure turbine 5 drives the fan 6 via the shaft 7 so that the limitation of the torque of the low pressure turbine 5 makes it possible to reduce the torque of the fan 6 and, consequently, to reduce the torque transmitted to the reducer 8.
  • the maximum torque setpoint is determined as a function of the limits of the reducer 8 so as to optimize its service life.
  • the control system comprises a proportional integral differential regulator called PID regulator, without integral component.
  • Figure 3 illustrates a braking logic intended to push the torque of the low pressure turbine 5 below a fixed limit 15 by dissipation of current from the electric generator 9 towards the dissipative load 12.
  • the braking setpoint is calculated according to the difference between the torque measured 16 by the torque sensor 10 and a maximum torque setpoint 17.
  • the braking logic integrates a proportional component 18 and a derivative component 19 of the PID regulator from which flow respectively a proportional gain and a derivative gain on the braking setpoint.
  • the torque management method preferably incorporates, in addition to the braking logic, a logic 20 for protecting the dissipative load 12 against overheating.
  • the braking setpoint can be calculated according to the thermal capacity of the dissipative load 12.
  • the heat capacity is equal to the difference between an estimated temperature 21 of the dissipative load 12 and a limit temperature 22 of the dissipative load 12.
  • the limit temperature 22 is a constant representing the temperature limit not to be exceeded including a safety margin.
  • the estimated temperature 21 is calculated from the torque sampling setpoint 19.
  • a first order filter 23 can be used to estimate the coarse-mesh thermal, but this modeling can be carried out with non-linear, tabulated models, of higher orders, and/or based on other information such as cooling capacity.
  • a proportional gain 24 of the protection logic 20 of the dissipative load 12 against overheating results in obtaining a setpoint of limitation 25 of the torque drawn from the electric generator 9.
  • the torque draw setpoint 19 is advantageously calculated as a function of the protection logic 20 of the dissipative load 12 against overheating.
  • the protection logic 20 of the dissipative load 12 against overheating does not include any derivative component given the slow thermal dynamics.
  • the dissipative load 12 can be formed by the electric generator 9 if however the electric generator 9 is capable of absorbing the energy associated with the torque taken from the low pressure turbine 5 without generating fire. Resistor 12 adjusted to respond to the braking setpoint is then the internal resistance of electric generator 9.
  • the electrical generator 9 will preferably be short-circuited so as to be disconnected from the electrical network of the aircraft. It is thus possible to protect the consumers present on the electrical network.
  • the turbomachine 1 may include a switching relay able to short-circuit the electrical generator 9 of the electrical network of the aircraft.
  • the regulation computer 13 can then be configured to control the setting of the fan 6 and communicate to the computer of the electric generator 9 the measurement of the torque recorded by the torque sensor 10.
  • a check of the setting of the fan 6 is carried out.
  • Adjusting the angle of the blades of the fan 6 makes it possible to control, at least in part, the torque on the shaft 7.
  • the driving dynamics of the dissipative load 12 is much greater than that of the timing control, which makes it possible to quickly limit the torque of the low pressure turbine 5 in order to protect the reducer 8 without it being necessary to weigh down or complicate the architecture of the turbomachine 1.
  • the tapping and transfer of electrical power from the electric generator 9 for a transfer of said tapped electrical power can be carried out to an electrical storage device 26 sized to absorb all or part of the energy. torque peaks.
  • the tapping and transfer of electric power from the electric generator 9 for a transfer of said tapped electric power to the electrical storage device 26 is controlled by the control system.
  • control system is capable of controlling the closing of a switching relay 27 for drawing off electrical power from the electrical generator 9 to the electrical storage device 26.
  • the electric storage device 26 can be a capacitor, for example a supercapacitor or electrochemical capacitor.
  • the turbomachine 1 comprises a three-phase voltage rectifier 28.
  • the management method may include the rectification of the three-phase voltage produced by the electric generator 9.
  • the three-phase voltage produced by the electric generator 9 can be rectified by a three-phase voltage rectifier 28.
  • the voltage rectifier 28 can be used for other power sources of the AC electrical network of the aircraft requiring to be connected to the DC electrical network, for example an 800V rectifier.
  • the transfer of electrical power from the electric generator 9 withdrawn can be carried out to an electrical consumer.
  • the tapping and transfer of electric power from the electric generator 9 for a transfer of said tapped electric power to the electrical consumer is controlled by the control system.
  • the electrical consumer can be a consumer of the electrical network of the aircraft, such as a de-icing device, a lubricating device, a ventilation device for a nacelle of the aircraft, an auxiliary pump feathering of the variable-pitch propeller, or even a computer, for example a control system computer.
  • control system is able to communicate with an electrical consumer of the electrical network of the aircraft to set a maximum power value to be transferred to said consumer.
  • the control system Upon the occurrence of a torque peak measured by the torque sensor 10, the control system communicates with consumers of the electrical network of the aircraft having overload margins and controls the overload transfer to these consumers temporarily.
  • the electric de-icing device can turn on and temporarily absorb one hundred kW of energy for a few seconds, the electric lubrication can increase the flow rate of oil circulation up to about thirty kW, and the propeller feathering auxiliary pump can consume a few tens of kW.

Landscapes

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  • General Engineering & Computer Science (AREA)
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Abstract

Procédé de gestion du couple d'une turbomachine Procédé de gestion du couple d'une turbomachine d'aéronef comportant une soufflante (6) ou une hélice à calage variable reliée à une turbine (5) par un arbre (7) et un réducteur (8), et une génératrice électrique (9) connectée à l'arbre (7), le procédé comprenant les étapes suivantes : la mesure du couple sur l'arbre (7) à partir d'un capteur de couple (10); lorsque la survenue d'un pic de couple est mesurée par le capteur de couple (10), le calcul d'une consigne de freinage de la turbine (5) par un système de commande en fonction du couple mesuré; et en réponse à la consigne de freinage, l'ajustement par le système de commande d'une résistance (11) d'une charge dissipative (12) pour le prélèvement de puissance électrique de la génératrice électrique (9) vers la charge dissipative (12).

Description

DESCRIPTION
TITRE : Procédé de gestion du couple d’une turbomachine
Domaine technique
La présente invention concerne, de manière générale, les turbomachines pour aéronef, et notamment les turbomachines équipées d’une soufflante ou d’une hélice à calage variable connectée à une turbine par l’intermédiaire d’un arbre et d’un réducteur et, plus précisément, la gestion des pics de couple survenant lors du fonctionnement de telles turbomachines.
Plus particulièrement, l’invention se rapporte à un procédé de gestion du couple d’une turbomachine comportant une turbine connectée à une soufflante ou à une hélice à calage variable par un arbre et un réducteur.
Etat de la technique
La survenue de pics de couple lors du fonctionnement d’une turbomachine comportant une soufflante ou une hélice à calage variable, reliée à une turbine par l’intermédiaire d’un arbre et d’un réducteur, sont préjudiciables pour le réducteur. En effet, les pics de couple ont un impact sur sa tenue mécanique de ses composantes, en particulier les dentures, les paliers et les pièces de structure.
Pour supporter les pics de couples, le réducteur peut être redimensionné. Les dents peuvent être renforcés, les roulements augmentés en taille et en nombre d’éléments roulants, et les pièces de structure épaissies afin de garantir la fiabilité du réducteur.
Cependant, cela a pour conséquence d’ augmenter de manière significative la masse du réducteur, ce qui est incompatible avec les démarches actuelles de réduction de la masse d’un aéronef.
Une solution pour ne pas augmenter la masse du réducteur est de prévoir et détecter l’ apparition de pics de couple afin de baisser le niveau de couple moyen vu par le réducteur juste avant l’occurrence du pic de couple. Cette détection, prédiction et baisse de couple moyen est classiquement réalisée à partir d’une mesure du couple sur l’ arbre sur lequel est monté le réducteur et la turbine, ainsi qu’un contrôle du calage, c’ est-à-dire de l’ angle d’inclinaison des pales de la soufflante ou de l’hélice à calage variable.
Néanmoins, les pics de couples subsistent. Le temps de réponse du contrôle de calage ne suffit pas à rejeter les perturbations les plus rapides sur le couple liées aux variations de prélèvements de l’ aéronef et aux variations d’incidence et de mach, notamment lors du décollage et en montée.
Exposé de l’invention
L ’invention a donc pour but de remédier à ces inconvénients et de proposer un procédé permettant diminuer le couple d’une turbine de turbomachine connectée par l’intermédiaire d’un arbre et d’un réducteur à une soufflante ou une hélice à calage variable lorsqu’un pic de couple survient, et cela dans un temps suffisamment court afin de réduire le couple transmis au réducteur et protéger ce dernier, sans qu’il soit nécessaire de redimensionner et augmenter la masse de la turbomachine.
Il est donc proposé un procédé de gestion du couple d’une turbomachine d’aéronef comportant une soufflante ou une hélice à calage variable reliée à une turbine par un arbre et un réducteur, et une génératrice électrique connectée à l’ arbre, le procédé comprenant les étapes suivantes : la mesure du couple sur l ’arbre à partir d’un capteur de couple ; lorsque la survenue d’un pic de couple est mesurée par le capteur de couple, le calcul d’une consigne de freinage de la turbine par un système de commande en fonction du couple mesuré ; et en réponse à la consigne de freinage, le prélèvement et le transfert de puissance électrique de la génératrice électrique vers une charge.
Par charge, on entend un dispositif électrique raccordé à la turbomachine.
On pourra prévoir que le prélèvement et le transfert de puissance soit effectué vers une pluralité de charges. Avantageusement, la consigne de freinage peut être calculée en fonction de l’ écart entre le couple mesuré et une consigne de couple maximal.
Selon un mode de réalisation, la charge peut être une charge dissipative, le procédé comprenant l’ ajustement par le système de commande d’une résistance de la charge dissipative pour le prélèvement de puissance électrique de la génératrice électrique vers la charge dissipative.
Par charge dissipative, un dispositif électrique raccordé à la turbomachine destiné à absorber de l’ énergie électrique afin de la dissiper.
De préférence, la consigne de freinage est calculée en fonction de la capacité thermique de la charge dissipative.
Selon un mode de mise en œuvre, la charge dissipative peut être formée par la génératrice électrique et la résistance est la résistance interne de la génératrice électrique constituée par son bobinage.
De préférence, lors du prélèvement de puissance électrique par la résistance interne de la génératrice électrique, la génératrice électrique est court-circuitée du réseau électrique de l’ aéronef.
De préférence, un contrôle de calage de la soufflante ou de l’hélice à calage variable est effectué par le système de commande en parallèle de l’ ajustement de la résistance de la charge dissipative.
Selon un mode de réalisation, le procédé peut comprendre le prélèvement et le transfert de puissance électrique de la génératrice électrique vers un dispositif électrique de stockage ou un consommateur électrique.
On pourra prévoir qu’ en réponse à la consigne de freinage, le prélèvement et le transfert de puissance électrique de la génératrice électrique soit effectué vers une ou plusieurs charges, incluant un ou plusieurs dispositifs électriques de stockage et/ou un ou plusieurs consommateurs électriques et/ou plusieurs charges dissipatives.
L ’invention concerne également une turbomachine d’ aéronef comportant une soufflante ou une hélice à calage variable reliée à une turbine par un arbre et un réducteur, et une génératrice électrique connectée à l’ arbre, la turbomachine comprenant : un capteur de couple configuré pour mesurer le couple sur l’ arbre ; un système de commande configuré pour calculer une consigne de freinage de la turbine lorsque la survenue d’un pic de couple est mesurée par le capteur de couple, et configuré pour prélever et transférer de la puissance électrique de la génératrice électrique vers une charge en réponse à la consigne de freinage.
Dans un mode de réalisation, la charge peut être une charge dissipative, le système de commande étant configuré pour ajuster une résistance de la charge dissipative en réponse à la consigne de freinage pour le prélèvement de puissance électrique de la génératrice électrique vers la charge dissipative.
De préférence, le système de commande est configuré pour calculer la consigne freinage en fonction de la capacité thermique de la charge dissipative.
Selon un mode de réalisation, la charge dissipative peut être formée par la génératrice électrique.
Avantageusement, le système de commande peut inclure un calculateur de la génératrice électrique configuré pour calculer la consigne de freinage et ajuster la résistance interne de la génératrice électrique en réponse à la consigne de freinage.
Selon un mode de réalisation, le système de commande peut être configuré pour le prélèvement et le transfert de puissance électrique de la génératrice électrique vers un dispositif électrique de stockage ou un consommateur électrique. Dans ce cas, la charge est formée par le dispositif électrique de stockage ou le consommateur.
On pourra prévoir qu’ en réponse à la consigne de freinage, le système de commande soit configuré pour le prélèvement et le transfert de puissance électrique de la génératrice électrique vers une ou plusieurs charges, incluant un ou plusieurs dispositifs électriques de stockage et/ou un ou plusieurs consommateurs électrique et/ou plusieurs charges dissipatives.
L ’invention concerne également un aéronef comprenant au moins une turbomachine comme précédemment décrit. Brève description des dessins
D ’ autres buts, avantages et caractéristiques ressortiront de la description qui va suivre, donnée à titre purement illustratif et faite en référence aux dessins annexés sur lesquels :
[Fig 1 ] illustre schématiquement une turbomachine d’aéronef selon un mode de réalisation de l’invention.
[Fig 2] illustre schématiquement une génératrice électrique connectée à une charge dissipative d’une turbomachine selon un mode de réalisation de l’invention.
[Fig 3] illustre une logique de freinage selon un mode de réalisation de l’invention.
[Fig 4] illustre une logique de protection contre la surchauffe de la charge dissipative selon un mode de réalisation de l’invention.
Par ailleurs, l’ expression « au moins un » utilisée dans la présente description est équivalente à l’ expression « un ou plusieurs ».
[Fig 5] illustre une logique de freinage selon un autre mode de réalisation de l’invention.
Exposé détaillé d’un mode de réalisation
La figure 1 illustre schématiquement une turbomachine 1 d’ aéronef.
Dans l’ exemple illustré, la turbomachine comprend un corps haute pression 2 comportant un compresseur haute pression et une turbine haute pression, et un corps basse pression 3 comportant un compresseur basse pression 4 et une turbine basse pression 5.
Le corps basse pression 3 est connecté à une soufflante 6 par l’intermédiaire d’un arbre 7 et d’un réducteur 8.
En variante, la soufflante 6 peut être substituée par une hélice à calage variable.
De plus, une génératrice électrique 9 reliée à l’ arbre 7 est disposée en aval de la turbine basse pression 5 et comporte un rotor 9a et un stator 9b.
On pourra prévoir que la génératrice électrique 9 soit disposée en amont de la turbine basse pression 5 , par exemple en périphérie de la soufflante 6. La turbomachine 1 comprend un capteur de couple 10 configuré pour mesurer le couple sur l’ arbre 7, avantageusement le couple à l’ entrée du réducteur 8, ou le couple entre la soufflante 6 et la sortie du réducteur 8, ou encore entre le compresseur basse pression 4 et la turbine basse pression 5. La turbomachine 1 comprend également un système de commande configuré pour calculer une consigne de freinage de la turbine basse pression 5 lorsque la survenue d’un pic de couple est mesurée par le capteur de couple 10.
Par consigne de freinage, on entend une consigne de limitation du couple entre la turbine, dans cet exemple la turbine basse pression 5 , et la soufflante 6.
En outre, le système de commande est configuré pour ajuster la résistance 1 1 d’une charge dissipative 12, visible à la figure 2. De préférence, la résistance 1 1 est une résistance variable.
En particulier, le système de commande peut être apte à ajuster le couple sur l’ arbre 7 du corps basse pression 3 en fonction de la consigne de freinage de façon à prélever une partie de la puissance électrique de la génératrice électrique 9 vers la charge dissipative 12.
Dans l’ exemple illustré, le système de commande comporte un calculateur de régulation 13 configuré pour calculer la consigne de freinage et un calculateur de contrôle de couple 14 configuré pour ajuster la résistance 1 1 de la charge dissipative 12.
Le calculateur de régulation 13 est relié au capteur de couple 10 et au calculateur de contrôle de couple 14 par liaison électrique, qui peut être analogique ou numérique.
De préférence, le calculateur de régulation 13 est configuré pour contrôler le calage de la soufflante 6.
Selon un autre mode de réalisation, la charge dissipative 12 peut être formée par la génératrice électrique 9.
Dans ce cas, on pourra prévoir que le système de commande inclut un calculateur de la génératrice électrique 9 configuré pour calculer la consigne de freinage et ajuster la résistance interne de la génératrice électrique 9 en réponse à la consigne de freinage. La résistance interne ou résistance de court-circuit de la génératrice électrique 9 permet au courant électrique de circuler dans les bobinages et ainsi transformer la puissance en énergie thermique dissipée par les bobinages.
L ’invention concerne également un procédé de gestion du couple de la turbomachine 1 d’ aéronef comprenant la mesure du couple sur l’ arbre 7 à partir du capteur de couple 10.
Dans l’ exemple illustré, le couple considéré est le couple d’entraînement du corps basse pression 3 transmis par l’ arbre 7.
De préférence, le couple sur l’ arbre 7 est mesuré en continu lors du fonctionnement de la turbomachine 1.
Lorsque la survenue d’un pic de couple est mesurée par le capteur de couple 10, une consigne de freinage de la turbine basse pression 5 est calculée par le système de commande à partir du couple mesuré.
La survenue d’un pic de couple peut être détectée par la mesure d’une perturbation du couple, tel qu’un phénomène transitoire, par le capteur de couple 10.
Par pic de couple, on entend une augmentation soudaine du couple au-delà d’une valeur seuil maximale.
Comme cela est illustré à la figure 2, dans l ’ exemple illustré, la consigne de freinage est calculée par le calculateur de régulation 13 puis communiquée au calculateur de contrôle de couple 14.
En réponse à la consigne de freinage, le calculateur de contrôle de couple 14 ajuste la résistance 1 1 de la charge dissipative 12 de sorte qu’une partie de la puissance électrique de la génératrice électrique 9 soit dissipée vers la charge dissipative 12.
Il résulte de la dissipation de courant de la génératrice électrique 9 au travers de la charge dissipative 12 une limitation du couple de la turbine basse pression 5.
La turbine basse pression 5 entraîne la soufflante 6 par l’intermédiaire de l’ arbre 7 de sorte que la limitation du couple de la turbine basse pression 5 permet de réduire le couple de la soufflante 6 et, par conséquent, réduire le couple transmis au réducteur 8.
La consigne de couple maximal, avantageusement fixe, est déterminée en fonction des limites du réducteur 8 de façon à optimiser sa durée de vie. Dans l’ exemple illustré, le système de commande comporte un régulateur proportionnel intégral différentiel dit régulateur PID, sans composante intégrale.
La figure 3 illustre une logique de freinage destinée à repousser le couple de la turbine basse pression 5 au-dessous d’une limitée fixée 15 par dissipation de courant de la génératrice électrique 9 vers la charge dissipative 12.
Dans l’ exemple illustré, la consigne de freinage est calculée en fonction de l’écart entre le couple mesuré 16 par le capteur de couple 10 et une consigne de couple maximal 17.
La logique de freinage intègre une composante proportionnelle 18 et une composante dérivée 19 du régulateur PID desquelles découlent respectivement un gain proportionnel et un gain dérivé sur la consigne de freinage.
Il en résulte une consigne de freinage se traduisant par une consigne de prélèvement de couple 19 sur la génératrice électrique 9.
Comme cela est illustré à la figure 4, le procédé de gestion du couple intègre de préférence, en outre de la logique de freinage, une logique de protection 20 de la charge dissipative 12 contre la surchauffe.
A cet égard, la consigne de freinage peut être calculée en fonction de la capacité thermique de la charge dissipative 12.
La capacité thermique est égale à la différence entre une température estimée 21 de la charge dissipative 12 et une température limite 22 de la charge dissipative 12.
La température limite 22 est une constante représentant la limite de température à ne pas dépasser incluant une marge de sécurité.
La température estimée 21 est calculée à partir de la consigne de prélèvement de couple 19. Un filtre du premier ordre 23 peut être utilisé pour estimer la thermique à grosse maille, mais cette modélisation peut être réalisée avec des modèles non linéaires, tabulés, d’ordres supérieurs, et/ou basés sur d’ autres informations comme la capacité de refroidissement.
Un gain proportionnel 24 de la logique de protection 20 de la charge dissipative 12 contre la surchauffe conduit à l’obtention une consigne de limitation 25 du couple prélevé sur la génératrice électrique 9. La consigne de prélèvement de couple 19 est avantageusement calculée en fonction de la logique de protection 20 de la charge dissipative 12 contre la surchauffe.
Il en résulte une saturation de la consigne de freinage proportionnellement à la capacité thermique.
Dans l’ exemple illustré, la logique de protection 20 de la charge dissipative 12 contre la surchauffe ne comporte pas de composante dérivée compte tenu de la dynamique thermique lente.
Ceci permet de limiter le couple prélevé en fonction des limites thermiques de la charge dissipative 12.
Selon un autre mode de réalisation, la charge dissipative 12 peut être formée par la génératrice électrique 9 si toutefois la génératrice électrique 9 est capable d’ absorber l’ énergie associée au couple prélevée de la turbine basse pression 5 sans générer de feu. La résistance 12 ajustée pour répondre à la consigne de freinage est alors la résistance interne de la génératrice électrique 9.
Dans le cas où la charge dissipative 12 est formée par la génératrice électrique 9, la génératrice électrique 9 sera, de préférence, court-circuitée de façon à être déconnectée du réseau électrique de l’ aéronef. Il est ainsi possible de protéger les consommateurs présents sur le réseau électrique.
A cet égard, la turbomachine 1 peut comprendre un relais de commutation apte à court-circuiter la génératrice électrique 9 du réseau électrique de l’ aéronef.
On pourra également prévoir que la consigne de freinage soit calculée et la résistance interne de la génératrice électrique 9 soit ajustée par le calculateur de la génératrice électrique 9. Le calculateur de régulation 13 pourra alors être configuré pour contrôler le calage de la soufflante 6 et communiquer au calculateur de la génératrice électrique 9 la mesure du couple relevée par le capteur de couple 10.
De préférence, en parallèle de l’ ajustement de la résistance 1 1 de la charge dissipative 12, un contrôle de calage de la soufflante 6 est effectué.
L ’ ajustement de l’ angle des pales de la soufflante 6 permet de contrôler, tout du moins en partie, le couple sur l’ arbre 7. La dynamique de pilotage de la charge dissipative 12 est largement supérieure à celle du contrôle du calage, ce qui permet de rapidement limiter le couple de la turbine basse pression 5 afin de protéger le réducteur 8 sans qu’il soit nécessaire d’ alourdir ou complexifier l ’architecture de la turbomachine 1.
Selon une alternative au contrôleur PID impliquant une limitation fine mais coûteuse du couple de la turbine basse pression 5 , on pourra prévoir que le système de commande intègre une logique de commande en tout ou rien et comporter un relais de commutation à la place de la résistance 1 1 variable.
Comme cela est illustré à la figure 5 , le prélèvement et le transfert de puissance électrique de la génératrice électrique 9 pour un transfert de ladite puissance électrique prélevée peuvent être effectués vers un dispositif électrique de stockage 26 dimensionné pour absorber tout ou partie de l’ énergie des pics de couple.
De préférence, le prélèvement et le transfert de puissance électrique de la génératrice électrique 9 pour un transfert de ladite puissance électrique prélevée vers le dispositif électrique de stockage 26 est commandé par le système de commande.
Il est ensuite possible de réutiliser cette énergie électrique stockée, par exemple pour une utilisation par le réseau électrique de l ’aéronef. Ceci permet, par exemple, d’ alléger une partie des prélèvements d’ énergie électrique sur d’ autres sources de puissance potentielles du réseau électrique de l’ aéronef destinées à alimenter en énergie électrique un dispositif électrique du réseau électrique de l’ aéronef.
Avantageusement, le système de commande est apte à contrôler la fermeture d'un relais de commutation 27 pour le prélèvement de puissance électrique de la génératrice électrique 9 vers le dispositif électrique de stockage 26.
Le dispositif électrique de stockage 26 peut être un condensateur, par exemple un supercondensateur ou condensateur électrochimique.
De préférence, la turbomachine 1 comprend un redresseur de tension triphasé 28. Avantageusement, avant le prélèvement et le transfert d’ énergie électrique de la génératrice électrique 9 vers le dispositif de stockage 26, le procédé de gestion peut comprendre le redressement de la tension triphasée produite par la génératrice électrique 9.
La tension triphasée produite par la génératrice électrique 9 peut être redressée par un redresseur de tension triphasée 28.
De préférence, le redresseur de tension 28 peut être utilisé pour d’ autres sources de puissance du réseau électrique à courant alternatif de l’aéronef nécessitant d’ être connectées au réseau électrique à courant continu, par exemple un redresseur 800V.
Selon une alternative, le transfert de puissance électrique de la génératrice électrique 9 prélevé peut être effectué vers un consommateur électrique.
De préférence, le prélèvement et le transfert de puissance électrique de la génératrice électrique 9 pour un transfert de ladite puissance électrique prélevée vers le consommateur électrique est commandé par le système de commande.
Le surplus d’ énergie lié à la survenue d’un pic de couple est ainsi consommé par un consommateur électrique.
Selon un exemple, le consommateur électrique peut être un consommateur du réseau électrique de l’aéronef, tel qu’un dispositif de dégivrage, un dispositif de lubrification, un dispositif de ventilation d’une nacelle de l’ aéronef, une pompe auxiliaire de mise en drapeau de l’hélice à calage variable, ou encore un calculateur, par exemple un calculateur du système de commande.
Avantageusement, le système de commande est apte à communiquer avec un consommateur électrique du réseau électrique de l’ aéronef pour fixer une valeur de puissance maximale à transférer audit consommateur.
Lors de la survenue d’un pic de couple mesurée par le capteur de couple 10, le système de commande communique avec des consommateurs du réseau électrique de l’ aéronef disposant de marges de surcharge et commande le transfert de surcharge vers ces consommateurs temporairement. Selon un exemple, le dispositif de dégivrage électrique peut s’ allumer et temporairement absorber une centaine de kW d’ énergie pendant quelques secondes, la lubrification électrique peut augmenter le débit de circulation de l’huile jusqu’ à une trentaine de kW, et la pompe auxiliaire de mise en drapeau de l’hélice peut consommer quelques dizaines de kW.

Claims

REVENDICATIONS
1. Procédé de gestion du couple d’une turbomachine d’ aéronef comportant une soufflante (6) ou une hélice à calage variable reliée à une turbine (5) par un arbre (7) et un réducteur (8), et une génératrice électrique (9) connectée à l ’arbre (7), le procédé comprenant les étapes suivantes : la mesure du couple sur l’ arbre (7) à partir d’un capteur de couple ( 10) ; lorsque la survenue d’un pic de couple est mesurée par le capteur de couple ( 10), le calcul d’une consigne de freinage de la turbine (5) par un système de commande en fonction du couple mesuré ; et en réponse à la consigne de freinage, le prélèvement et le transfert de puissance électrique de la génératrice électrique (9) vers une charge.
2. Procédé de gestion selon la revendication 1 , dans lequel la consigne de freinage est calculée en fonction de l’ écart entre le couple mesuré et une consigne de couple maximal.
3. Procédé de gestion selon la revendication 1 ou 2, dans lequel la charge est une charge dissipative, le procédé comprenant l’ ajustement par le système de commande d’une résistance ( 1 1 ) de la charge dissipative ( 12) pour le prélèvement de puissance électrique de la génératrice électrique (9) vers la charge dissipative ( 12).
4. Procédé de gestion selon la revendication 3 , dans lequel la consigne de freinage est calculée en fonction de la capacité thermique de la charge dissipative ( 12).
5. Procédé de gestion selon la revendication 3 ou 4, dans lequel la charge dissipative ( 12) est formée par la génératrice électrique (9) et la résistance ( 1 1 ) est une résistance interne de la génératrice électrique (9).
6. Procédé de gestion selon la revendication 5 , dans lequel lors du prélèvement de puissance électrique par la résistance interne de la génératrice électrique (9), la génératrice électrique (9) est court- circuitée du réseau électrique de l’ aéronef.
7. Procédé de gestion selon l’une quelconque des revendications précédentes et selon la revendication 3 , dans lequel un contrôle de calage de la soufflante (6) ou de l’hélice à calage variable est effectué par le système de commande en parallèle de l ’ajustement de la résistance ( 1 1 ) de la charge dissipative ( 12).
8. Procédé de gestion selon la revendication 1 ou 2, comprenant le prélèvement et le transfert de puissance électrique de la génératrice électrique (9) vers un dispositif électrique de stockage (26) ou un consommateur électrique.
9. Turbomachine d’ aéronef comportant une soufflante (6) ou une hélice à calage variable reliée à une turbine (5) par un arbre (7) et un réducteur (8), et une génératrice électrique (9) connectée à l’ arbre (7) la turbomachine ( 1 ) comprenant : un capteur de couple ( 10) configuré pour mesurer le couple sur l’ arbre (7) ; un système de commande configuré pour calculer une consigne de freinage de la turbine (5) lorsque la survenue d’un pic de couple est mesurée par le capteur de couple ( 10), et configuré pour prélever et transférer de la puissance électrique de la génératrice électrique (9) vers une charge en réponse à la consigne de freinage.
10. Turbomachine selon la revendication 9, dans laquelle la charge est une charge dissipative, le système de commande étant configuré pour ajuster une résistance ( 1 1 ) de la charge dissipative ( 12) en réponse à la consigne de freinage pour le prélèvement de puissance électrique de la génératrice électrique (9) vers la charge dissipative ( 12).
1 1 . Turbomachine selon la revendication 10, dans laquelle le système de commande est configuré pour calculer la consigne freinage en fonction de la capacité thermique de la charge dissipative ( 12).
12. Turbomachine selon la revendication 10 ou 1 1 , dans laquelle la charge dissipative ( 12) est formée par la génératrice électrique (9). 15
13 . Turbomachine selon la revendication 12, dans laquelle le système de commande inclut un calculateur de la génératrice électrique (9) configuré pour calculer la consigne de freinage et ajuster la résistance interne de la génératrice électrique (9) en réponse à la consigne de freinage.
14. Turbomachine selon la revendication 9, dans laquelle le système de commande est configuré pour le prélèvement et le transfert de puissance électrique de la génératrice électrique (9) vers un dispositif électrique de stockage (26) ou un consommateur électrique.
15. Aéronef comprenant au moins une turbomachine selon l’une quelconque des revendications 9 à 14.
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