EP4555195A1 - Gestion des prélèvements de puissance mécanique sur une turbomachine à double ou triple corps - Google Patents

Gestion des prélèvements de puissance mécanique sur une turbomachine à double ou triple corps

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EP4555195A1
EP4555195A1 EP23764356.4A EP23764356A EP4555195A1 EP 4555195 A1 EP4555195 A1 EP 4555195A1 EP 23764356 A EP23764356 A EP 23764356A EP 4555195 A1 EP4555195 A1 EP 4555195A1
Authority
EP
European Patent Office
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optimization
turbine
aircraft
turbomachine
distribution
Prior art date
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Pending
Application number
EP23764356.4A
Other languages
German (de)
English (en)
Inventor
Romain Guillaume Cuvillier
Amaury Jean OLIVIER
Thomas Laurent PIGEAUD
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Safran Aircraft Engines SAS
Original Assignee
Safran Aircraft Engines SAS
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Filing date
Publication date
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Pending legal-status Critical Current

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    • 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
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C6/00—Plural gas-turbine plants; Combinations of gas-turbine plants with other apparatus; Adaptations of gas-turbine plants for special use
    • F02C6/20—Adaptations of gas-turbine plants for driving vehicles
    • F02C6/206—Adaptations of gas-turbine plants for driving vehicles the vehicles being airscrew driven
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    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
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    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/32—Arrangement, mounting, or driving, of auxiliaries
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    • F02C9/00—Controlling gas-turbine plants; Controlling fuel supply in air- breathing jet-propulsion plants
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    • F02C9/28—Regulating systems responsive to plant or ambient parameters, e.g. temperature, pressure, rotor speed
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    • F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
    • F02K3/02—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber
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    • F02K3/077—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type the plant being of the multiple flow type, i.e. having three or more flows
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    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
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    • F02K5/00—Plants including an engine, other than a gas turbine, driving a compressor or a ducted fan
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/70—Application in combination with
    • F05D2220/76—Application in combination with an electrical generator

Definitions

  • an aircraft turbomachine in addition to generating thrust, is also used as a source of mechanical power for the generation of electrical power necessary for the needs of the aircraft.
  • this mechanical power from the turbomachine is extracted from the high pressure shaft, which imposes strong constraints on the operability of the high pressure compressor, as well as that of the low pressure compressor ("booster" according to Anglo-Saxon terminology). .
  • the descent phase is particularly impacted.
  • This phase in fact, characterized by its rate (in feet/minute) or its slope (in degrees) of descent, is essentially constrained by the finesse of the aircraft, this impacting up to 90% of the rate of descent. .
  • an increase in finesse must be compensated by a reduction in the amount of slowed thrust to maintain a target descent rate.
  • the reduction in thrust at idle is contradictory with the drawdown requirements for electrical power: the pumping margin and the acceleration capacity of the HP compressor are constrained by the power drawdowns relative to the power of the HP turbine, the engine components, the HP compressor and the LP compressor (“booster”) must be sized to handle the event of breakdown of the electrical generators.
  • a general aim of the invention is to improve the management of mechanical and electrical power withdrawals, in order to make the changes in the reduction of thrust at idle and the withdrawal requirements for electrical power compatible as much as possible.
  • the invention proposes for this purpose a system for managing mechanical power withdrawals from a double or triple body turbomachine for an aircraft comprising at least a first turbine and a second turbine, in which at least a first electrical machine and a second electric machine are adapted to recover mechanical energy, said first electric machine on a shaft driven by the first turbine of the turbomachine, said second electric machine on a shaft driven by the second turbine of the turbomachine,
  • Said system comprises: a management unit which controls the electrical power withdrawals and the electrical distribution on the various equipment and consumer systems of the aircraft, and a control unit adapted to transmit a distribution of samples which it determines as a function of the flight phase of the aircraft, to said management unit.
  • the generator on the LP shaft has different impacts from those of the generator on the HP shaft, in particular on the compressor margins, on the thrust and on the fuel consumption per unit of power (“SFC” or “Specific Fuel Consumption” according to Anglo-Saxon terminology).
  • the proposed system has the advantage of allowing the following optimizations: optimization of fuel consumption per power unit (SFC); thrust optimization; optimization of acceleration times optimization of turbine outlet temperature.
  • the presence of the generator on the BP tree therefore adds a degree of freedom making it possible to find the best compromise according to the desired criterion.
  • the invention also proposes a method for managing mechanical power withdrawals from a double or triple body turbomachine for an aircraft comprising at least a first turbine and a second turbine, in which at least a first electrical machine and a second electrical machine are adapted to recover mechanical energy,
  • the method implementing control of the electrical power withdrawals and the electrical distribution on the various equipment and consumer systems of the aircraft, in which the distribution of these samples between the first electric machine and the second electric machine is controlled dynamically depending on the flight phase.
  • a double or triple body turbomachine for an aircraft comprising at least a first turbine and a second turbine, in which at least a first electrical machine and a second electrical machine are adapted to recover mechanical energy
  • said assembly further comprises a management system as described above.
  • At least one of the electrical machines may be a generator.
  • the electrical machines are adapted to recover the mechanical energy one from the high pressure shaft, the other from the low pressure shaft.
  • a third electrical machine draws mechanical energy from the IP shaft.
  • Figure 2 schematically illustrates in more detail a possible implementation for the system of Figure 1.
  • the assembly illustrated in Figure 1 comprises a double-body turboshaft engine 1, a control unit 2, a generator 3 which, thanks to a power transmission system (not shown), recovers mechanical energy on the High Pressure HP shaft , a generator 4 which recovers, thanks to another power transmission system (also not shown), mechanical energy on the Low Pressure LP shaft
  • a management unit 5 controls the withdrawal of electrical power from the output of generators 3 and 4 and the electrical distribution to the various equipment and consumer systems of the aircraft.
  • Control unit 2 and management unit 5 constitute the management system of the proposed assembly.
  • the distribution between the power withdrawals that the management unit 5 carries out on the generators 3 and 4 is determined by the engine control unit 2 and transmitted to said management unit 5.
  • the input data taken into account for this purpose by unit 2 are the following: the flight data of the aircraft (“AD” block for “Air Data” in Figure 1), which participate in the reconstruction of the flight phase; the position of the lever M, which provides in particular information on the need for thrust, data W provided by aircraft sensors, such as “Weight on Wheel” data or extended gears and crushed gears, TM data provided by the turbomachine sensors, in particular to define the transient/stabilized state thereof, as well as to provide information on the constraints linked to the operability of the compressors.
  • AD flight data of the aircraft
  • Air Data Air Data
  • TM data provided by the turbomachine sensors
  • unit 2 determines the flight phase and the level of mechanical power required from the engine for the flight. Said unit 2 deduces the power draw distribution to be applied between the two generators 3 and 4. In stabilized regime of the turbomachine, at each flight phase and each expected mechanical power level corresponds to an optimized power distribution previously determined and stored in unit 2.
  • the identification of flight phases by unit 2 can be done as follows:
  • Take-off M stick in take-off position, altitude and speed in take-off range;
  • Climb lever M in minimum “climb” position or beyond; altitude and speed outside the conditions of the take-off phase;
  • Cruise speed (or position of the M lever) between a minimum cruise and a climb threshold, altitude greater than a cruise threshold altitude;
  • Descent speed (or position of the M stick) below a threshold, gears retracted and altitude above a cruising threshold altitude;
  • Idle Ground speed (or position of the M lever) below a threshold, gears extended and crushed.
  • ENP designates the non-propulsive energy and the level of mechanical power taken from the engine requested from the engine
  • ENP designates the reference level in relation to which the distribution between the power draw on the HP shaft and that on the HP shaft is made.
  • This distribution is determined by unit 2 according to the rules it has in memory.
  • the example given below allows optimization of samples with the objective of minimizing the SFC consumption of the motor.
  • TKOF Take-off phase
  • the distribution rules available to the control unit 2 are determined for a given engine or type of turbomachine, according to a sought optimization, according to the level of mechanical power requested from the engine for the flight and following the flight phase.
  • Optimizing SFC consumption is a possible optimization objective for a double or triple body turbomachine.
  • optimization logics can be very different from one phase to another.
  • the distribution of samples is established according to the architecture of the aircraft and in particular its thrust specifications at idle linked, among other things, to the finesse of the wing.
  • a downthrust optimization table might be as follows: where a negative distribution corresponds to power injection, the values being chosen so that the transfer of power between the shafts is balanced and the engine does not draw power from other sources of the aircraft.
  • TGT turbine outlet temperature
  • Ground idle operation in hot ambient temperature conditions is in fact traditionally limited by the turbine outlet temperature, which requires raising the idle level to obtain a turbine outlet temperature. acceptable for the materials of the rear body of the turbomachine.
  • a judiciously chosen dynamic distribution of samples makes it possible to limit the turbine outlet temperature.
  • Subunits 6a to 6e are supplied by flight data (altitude, speed, etc.), as well as by TM data from the sensors of turbomachine 1 (turbine outlet temperature for example)
  • the flight phase determination subunit 8 receives data such as the position of the joystick M, which provides in particular information on the need for thrust, or data W provided by aircraft sensors such as “trains out” and “trains crashed”.
  • Subunit 9 receives TM engine data provided by the turbomachine sensors, in particular to define the transient/stabilized state of the latter, as well as to provide information on the constraints linked to the operability of the turbomachine. compressors.
  • Climb optimization of fuel consumption per power unit (SFC) (sub-unit 6a);
  • - Cruise optimization of fuel consumption per power unit (SFC) (sub-unit 6a);
  • the optimization can also be done on the residual thrust or on a compromise between an optimization on the residual thrust and an optimization of the TGT temperature at the turbine outlet.

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Abstract

La présente invention concerne un procédé et système de gestion des prélèvements de puissance mécanique sur une turbomachine (1) à double ou triple corps pour aéronef, dans lequel au moins deux machines électriques (3, 4) sont adaptées pour récupérer une énergie mécanique l'une sur un arbre entrainé par l'une des turbines de la turbomachine (1), l'autre sur un arbre entrainé par une autre turbine, dans lequel la répartition des prélèvements entre l'une et l'autre des deux machines électriques (3, 4) est pilotée de façon dynamique en fonction des phases de vol.

Description

Description
Gestion des prélèvements de puissance mécanique sur une turbomachine à double ou triple corps
DOMAINE DE L'INVENTION
La présente invention concerne un système et un procédé de gestion des prélèvements de puissance mécanique sur une turbomachine à double ou triple corps.
ETAT DE LA TECHNIQUE
Traditionnellement, en plus de générer une poussée, une turbomachine d’aéronef est également utilisée comme source de puissance mécanique pour la génération de la puissance électrique nécessaire aux besoins de l’aéronef. Généralement, cette puissance mécanique issue de la turbomachine est extraite de l’arbre haute pression, ce qui impose de fortes contraintes sur l’opérabilité du compresseur haute pression, ainsi que sur celle du compresseur basse pression (« booster » selon la terminologie anglosaxonne).
Par ailleurs, les systèmes de gestion des prélèvements électriques considèrent les moteurs comme des sources toujours disponibles. Dès lors que les demandes de consommation sont dans les plages de courant considérées comme acceptables, il n’est pas cherché à maîtriser ou optimiser les niveaux de puissance prélevée.
Un tel fonctionnement est néanmoins de moins en moins compatible avec les réductions significatives du besoin de poussée au ralenti des dernières générations d’aéronefs qui sont la conséquence de l’augmentation de la finesse des avions.
La phase de descente est plus particulièrement impactée. Cette phase, en effet, caractérisée par son taux (en pieds/minute) ou sa pente (en degrés) de descente, est essentiellement contrainte par la finesse de l’avion, celle-ci impactant jusqu’à 90% du taux de descente. Ainsi une augmentation de la finesse doit être compensée par une diminution importance de la poussée ralentie pour conserver un taux de descente cible. Or, la diminution de la poussée au ralenti est contradictoire avec les besoins de prélèvements pour la puissance électrique : la marge au pompage et la capacité d’accélération du compresseur HP sont contraintes par les prélèvements de puissance en relatif par rapport à la puissance de la turbine HP, les composants moteurs, le compresseur HP et le compresseur BP (« booster ») devant être dimensionnés pour tenir les cas de panne des générateurs électriques.
Il a par ailleurs récemment été proposé, dans le cadre de groupe de propulsion à motorisation hybride, de nouvelles architectures mettant en oeuvre plusieurs prélèvements mécaniques. Le premier prélèvement mécanique reste inchangé : la puissance est extraite de l’arbre HP. Un deuxième prélèvement mécanique est en outre effectué sur l’arbre BP.
EXPOSE DE L'INVENTION
Un but général de l’invention est d’améliorer la gestion des prélèvements de puissance mécanique et électrique, afin de rendre autant que possible compatibles les évolutions de diminution de poussée au ralenti et les besoins de prélèvements pour la puissance électrique.
Selon un aspect, l’invention propose à cet effet un système de gestion des prélèvements de puissance mécanique sur une turbomachine à double ou triple corps pour aéronef comprenant au moins un première turbine et une deuxième turbine, dans lequel au moins une première machine électrique et une deuxième machine électrique sont adaptées pour récupérer une énergie mécanique ladite première machine électrique sur un arbre entraîné par la première turbine de la turbomachine, ladite deuxième machine électrique sur un arbre entraîné par la deuxième turbine de la turbomachine,
Ledit système comporte : une unité de gestion qui pilote les prélèvements de puissance électrique et la distribution électrique sur les différents équipements et systèmes consommateurs de l’aéronef, et une unité de contrôle adaptée pour transmettre une répartition de prélèvements qu’elle détermine en fonction de la phase de vol de l’aéronef, à ladite unité de gestion.
Il a de fait été identifié par les inventeurs que la répartition des prélèvements a un effet sur le fonctionnement de la turbomachine. En effet, les prélèvements mécaniques influent sur les points de fonctionnement des composants et sur l’adaptation globale de la turbomachine. Ainsi, pour un même besoin de puissance mécanique global, la répartition va influer sur la consommation de carburant ou encore la poussée du moteur.
Typiquement, par exemple, dans le cas d’une turbomachine à double corps, avec deux générateurs adaptés pour récupérer une énergie mécanique l’un sur l’arbre HP, l’autre sur l’arbre BP, le générateur sur l’arbre BP a des impacts différents de ceux du générateur sur l’arbre HP, notamment sur les marges des compresseurs, sur la poussée et sur la consommation de carburant par unité de puissance (« SFC » ou « Specific Fuel Consumption » selon la terminologie anglosaxonne).
Le système proposé a l’avantage de permettre les optimisations suivantes : optimisation de la consommation de carburant par unité de puissance (SFC) ; optimisation de la poussée ; optimisation des temps d’accélération optimisation de la température en sortie turbine.
Notamment, la présence du générateur sur l’arbre BP ajoute donc un degré de liberté permettant de trouver le meilleur compromis en fonction du critère recherché.
L’invention propose également un procédé de gestion des prélèvements de puissance mécanique sur une turbomachine à double ou triple corps pour aéronef comprenant au moins une première turbine et une deuxième turbine, dans lequel au moins une première machine électrique et une deuxième machine électrique sont adaptées pour récupérer une énergie mécanique,
- la première machine électrique sur un arbre entraîné par la première turbine de la turbomachine, et - la deuxième machine électrique sur un arbre entraîné par la deuxième turbine de la turbomachine, le procédé mettant en oeuvre un pilotage des prélèvements de puissance électrique et de la distribution électrique sur les différents équipements et systèmes consommateurs de l’aéronef, dans lequel la répartition de ces prélèvements entre la première machine électrique et la deuxième machine électrique est pilotée de façon dynamique en fonction de la phase de vol.
Elle concerne en outre un ensemble comportant une turbomachine à double ou triple corps pour aéronef comprenant au moins une première turbine et une deuxième turbine, dans lequel au moins une première machine électrique et une deuxième machine électrique sont adaptées pour récupérer une énergie mécanique,
- la première machine électrique sur un arbre entraîné par la première turbine de la turbomachine, et
- la deuxième machine électrique sur un arbre entraîné par la deuxième turbine de la turbomachine, dans lequel ledit ensemble comporte en outre un système de gestion tel que décrit précédemment.
Au moins l’une des machines électriques peut être un générateur.
Dans le cas où la turbomachine est du type à double corps, les machines électriques sont adaptées pour récupérer l’énergie mécanique l’une de l’arbre haute pression, l’autre de l’arbre basse pression.
Dans le cas d’une turbomachine avec une architecture triple corps, une troisième machine électrique prélève l’énergie mécanique l’arbre IP.
DESCRIPTION DES FIGURES
D’autres caractéristiques, buts et avantages de l’invention ressortiront de la description qui suit, qui est purement illustrative et non limitative, et qui doit être lue en regard des dessins annexés sur lesquels :
La figure 1 illustre schématiquement un exemple de système de gestion conforme à un mode de réalisation et de mise en oeuvre possible de l’invention ;
La figure 2 illustre schématiquement avec plus de détail une mise en oeuvre possible pour le système de la figure 1 . DESCRIPTION DETAILLEE DE L'INVENTION
L’ensemble illustré sur la figure 1 comporte un turbomoteur double corps 1 , une unité 2 de contrôle, un générateur 3 qui, grâce à un système de transmission de puissance (non représenté), récupère une énergie mécanique sur l’arbre Haute Pression HP, un générateur 4 qui récupère quant à lui, grâce à un autre système de transmission de puissance (également non représenté), une énergie mécanique sur l’arbre Basse Pression BP
Une unité de gestion 5 pilote les prélèvements de puissance électrique sur la sortie des générateurs 3 et 4 et la distribution électrique sur les différents équipements et systèmes consommateurs de l’aéronef.
L’unité de contrôle 2 et l’unité de gestion 5 constituent le système de gestion de l’ensemble proposé.
La répartition entre les prélèvements de puissance que l’unité de gestion 5 effectue sur les générateurs 3 et 4 est déterminée par l’unité 2 de contrôle moteur et transmise à ladite unité de gestion 5.
Typiquement, les données d’entrée prises en compte à cet effet par l’unité 2 sont les suivantes : les données de vol de l’aéronef (bloc « AD » pour « Air Data » sur la figure 1 ), lesquelles participent à la reconstitution de la phase de vol ; la position de la manette M, qui fournit notamment l’information sur le besoin de poussée, des données W fournies par des capteurs de l’avion, telles que des données « Weight on Wheel » ou trains sortis et trains écrasés, des données TM fournies par les capteurs de la turbomachine, notamment pour définir l’état transitoire / stabilisé de celle-ci, ainsi que pour fournir des informations sur les contraintes liées à l’opérabilité des compresseurs.
Ces différentes données sont utilisées par l’unité 2 pour déterminer la phase de vol et le niveau de puissance mécanique demandé au moteur pour le vol. Ladite unité 2 en déduit la répartition de prélèvement de puissance à appliquer entre les deux générateurs 3 et 4. En régime stabilisé de la turbomachine, à chaque phase de vol et chaque niveau de puissance mécanique attendu, correspond une répartition de puissance optimisée préalablement déterminée et mémorisée dans l’unité 2.
L'identification des phases de vol par l’unité 2 peut se faire de la façon suivante :
Décollage (« take-off ») : manette M en position de décollage, altitude et vitesse dans le domaine du décollage ;
Montée (« Climb ») : manette M en position minimum de « montée » ou au-delà ; altitude et vitesse en dehors des conditions de la phase de décollage ;
Croisière (« Cruise ») : régime (ou position de la manette M) entre un minimum croisière et un seuil de montée, altitude supérieure à une altitude de seuil de croisière ;
Descente (« descent »): régime (ou position de la manette M) en dessous d’un seuil, trains rentrés et altitude supérieure à une altitude de seuil de croisière ;
Approche (« approach ») : régime (ou position de la manette M) en dessous d’un seuil, trains sortis et non écrasés
Ralenti au sol (« Idle Ground ») : régime (ou position de la manette M) inférieur à un seuil, trains sortis et écrasés.
Ainsi, la répartition des prélèvements est gérée dynamiquement par phase de vol, en fonction des besoins spécifiques moteurs, tout en répondant aux besoins de puissance globale avion.
Un exemple de répartition pour différentes phases de vol est donné dans le tableau ci-dessous.
Où : • ENP désigne l’énergie non propulsive et le niveau de puissance mécanique prélevé sur le moteur demandé au moteur,
• 100% ENP désigne le niveau de référence par rapport auquel se fait la répartition entre le prélèvement de puissance sur l’arbre HP et celui sur l’arbre HP.
Cette répartition est déterminée par l’unité 2 en fonction des règles dont elle dispose en mémoire. L’exemple donné ci-dessous permet une optimisation des prélèvements avec comme objectif de minimiser la consommation SFC du moteur.
Elle est particulièrement adaptée dans le cas d’une configuration moteur carénée à très haut taux de dilution (IIHBR ou « Ultra High By Pass Ratio » selon la terminologie anglosaxonne).
• Phase de décollage (TKOF) : o la puissance électrique est prélevée à 100% sur le générateur 3 (arbre HP) ;
• Phases de montée (Climb) o jusqu’à 21.000 Pieds (6 400 m), la puissance électrique est prélevée à 100% sur le générateur 3 (arbre HP) (phases « Climb 1500ft (457 m)/M0.388 et « Climb 10kft (3 048 m)/M0.488 » dans la table ci-dessus) ; o jusqu’à 29.700 Pieds (9 052 m), la puissance électrique est prélevée à 40% sur le générateur 3 (arbre HP) et à 60% sur le générateur 4 (arbre BP) (phase « Climb 21.111 ft (6 434 m)/M0.602 » dans la table ci-dessus) ; o à partir de 29.700 Pieds (9 052 m), jusqu’à 35.000 Pieds (10 668 m), la puissance électrique est prélevée à 60% sur le générateur 3 (arbre HP) et à 40% sur le générateur 4 (arbre BP) (phase « Climb 29753ft (9 068 m)/M0.714 » dans la table ci-dessus) ; o au-delà de 35.000 Pieds (10 668 m), la puissance électrique est prélevée à 80% sur le générateur 3 (arbre HP) et à 20% sur le générateur 4 (arbre BP) (phase « Climb 35kft (10 668 m)/M0.77» dans la table ci-dessus).
• Croisière (à partir de 21 .000 Pieds (6 400 m)) : o la puissance électrique est prélevée à 40% sur le générateur 3 (arbre HP) et à 60% sur le générateur 4 (arbre BP) (phase « Cruise » dans la table ci-dessus).
A titre d’exemple, l’enjeu en termes de consommation SFC pour un tel moteur IIHBR est le suivant :
De façon plus générale, les règles de répartition dont dispose l’unité de contrôle 2 sont déterminées pour un moteur ou un type de turbomachine donné, en fonction d’une optimisation recherchée, selon le niveau de puissance mécanique demandé au moteur pour le vol et suivant la phase de vol.
L’optimisation de la consommation SFC est un objectif d’optimisation possible pour une turbomachine double ou triple corps.
Une table d’optimisation est alors la suivante :
L’optimisation peut également dépendre du niveau global de puissance prélevée. L’optimum de répartition HP/BP peut alors changer suivant ce niveau de prélèvement.
D’autres objectifs d’optimisation sont bien entendu possibles.
Les logiques d’optimisation peuvent en particulier être très différentes d’une phase à une autre.
Notamment, un choix judicieux de la répartition de prélèvements de minimiser la poussée sur les points au ralenti (sol & descente).
Dans le cas de l’optimisation de la poussée en descente, la répartition des prélèvements est établie en fonction de l’architecture de l’avion et notamment de ses spécifications de poussée au ralenti liées entre autres à la finesse de l’aile.
Par exemple, une table d’optimisation de la poussée en descente peut être la suivante : où une répartition négative correspond à de l’injection de puissance, les valeurs étant choisies pour que le transfert de puissance entre les arbres s’équilibre et que le moteur ne prélève pas de puissance d’autres sources de l’aéronef.
La minimisation de la poussée « Ralenti au sol » permet quant à elle de limiter l’usure et la température des freins sur les phases de taxi avion.
Une autre possibilité encore est d’optimiser la répartition des prélèvements pour limiter la température de sortie turbine (TGT). Le fonctionnement ralenti sol en conditions de température ambiante chaude est en effet traditionnellement limité par la température sortie turbine, ce qui oblige à remonter le niveau de ralenti pour obtenir une température sortie turbine acceptable pour les matériaux de l’arrière-corps de la turbomachine. Une répartition dynamique des prélèvements choisie judicieusement permet de limiter la température de sortie turbine.
Une répartition optimisée pour cet objectif est la suivante : 60%HP / 40%BP.
Également encore, une autre optimisation possible, notamment pour la phase d’approche, est la minimisation des temps d’accélération.
Une répartition optimisée pour cet objectif est la suivante : 0%HP / 100%BP
Comme illustré sur la figure 2, l’unité de contrôle 2 intègre des sous-unités 6a à 6e d’optimisation en fonction des différentes logiques possibles, ainsi qu’une logique de sélection 7, une sous-unité 8 de détermination de la phase de vol et une sous-unité 9 pour la détermination de l’état stabilisé de la turbomachine.
Les sous-unités 6a à 6e sont alimentées par les données de vol (altitude, vitesse, etc...), ainsi que par les données TM des capteurs de la turbomachine 1 (température en sortie de turbine par exemple)
La sous-unité 8 de détermination de phase de vol reçoit des données telles que la position de la manette M, qui fournit notamment l’information sur le besoin de poussée, ou encore des données W fournies par des capteurs de l’avion telles que « trains sortis » et « trains écrasés ».
La sous-unité 9 reçoit quant à elle des données moteur TM fournies par les capteurs de la turbomachine, notamment pour définir l’état transitoire / stabilisé de celle-ci, ainsi que pour fournir des informations sur les contraintes liées à l’opérabilité des compresseurs.
La sortie de ladite sous unité 8 de détermination de phase de vol est envoyée sur la logique de sélection 7 laquelle interroge l’une des sous unités 6a à 6e en fonction de la phase de vol identifiée pour que la sous-unité sélectionnée fournisse, grâce aux tables d’optimisation mémorisées, une répartition de prélèvements optimisée fonction de ces données et de l’objectif d’optimisation qui lui correspond et qui correspond à la phase de vol.
Un exemple de choix d’optimisation en fonction de la phase peut être le suivant (moteur stabilisé) : Décollage (« Take-off ») : optimisation de la consommation de carburant par une unité de puissance (SFC) (sous-unité 6a) ;
Montée (« Climb ») : optimisation de la consommation de carburant par unité de puissance (SFC) (sous-unité 6a) ; - Croisière (« Cruise ») : optimisation de la consommation de carburant par unité de puissance (SFC) (sous-unité 6a) ;
Descente : optimisation de la poussée (sous-unité 6b) ;
Approche d’atterrissage : optimisation des temps d’accélération (sous- unité 6c) ; - Ralenti au sol : optimisation de la température TGT en sortie turbine
(sous unité 6d).
D’autres choix d’optimisation sont bien entendu possibles (sous unité 6e).
Notamment, pour la phase de ralenti, l’optimisation peut se faire également sur la poussée résiduelle ou sur un compromis entre une optimisation sur la poussée résiduelle et une optimisation de la température TGT en sortie turbine.

Claims

REVENDICATIONS Système de gestion des prélèvements de puissance mécanique sur une turbomachine (1 ) à double ou triple corps pour aéronef comprenant au moins une première turbine et une deuxième turbine, dans lequel au moins une première machine électrique (3) et une deuxième machine électrique (4) sont adaptées pour récupérer une énergie mécanique : pour ladite première machine électrique (3), sur un arbre entraîné par la première turbine de la turbomachine, pour ladite deuxième machine électrique (4), sur un arbre entraîné par la deuxième turbine de la turbomachine, dans lequel ledit système comporte : une unité de gestion (5) qui pilote les prélèvements de puissance électrique et la distribution électrique sur les différents équipements et systèmes consommateurs de l’aéronef, et une unité de contrôle adaptée pour transmettre une répartition de prélèvements qu’elle détermine en fonction de la phase de vol de l’aéronef, à ladite unité de gestion (5), ladite unité de contrôle (2) étant adaptée pour mémoriser des règles de répartition de prélèvements pour différentes logiques d’optimisation, lesdites règles de répartition de prélèvements mémorisées correspondant à des logiques d’optimisation choisies dans le groupe suivant : optimisation de la consommation de carburant par unité de puissance (SFC) et/ou optimisation de la poussée et/ou optimisation des temps d’accélération et/ou optimisation de la température en sortie turbine. Procédé de gestion des prélèvements de puissance mécanique sur une turbomachine (1 ) à double ou triple corps pour aéronef comprenant au moins une première turbine et une deuxième turbine, dans lequel au moins une première machine électrique (3) et une deuxième machine électrique (4) sont adaptées pour récupérer une énergie mécanique :
- pour la première machine électrique (3), sur un arbre entraîné par la première turbine de la turbomachine (1 ), et - pour la deuxième machine électrique (4), sur un arbre entraîné par la deuxième turbine de la turbomachine, le procédé mettant en oeuvre un pilotage des prélèvements de puissance électrique et de la distribution électrique sur les différents équipements et systèmes consommateurs de l’aéronef, dans lequel la répartition de ces prélèvements entre la première machine électrique (3) et la deuxième machine électrique (4) est pilotée de façon dynamique en fonction de la phase de vol, dans lequel une unité de contrôle
(2) mémorise des règles de répartition de prélèvements pour différentes logiques d’optimisation, lesdites règles de répartition de prélèvements mémorisées correspondant à des logiques d’optimisation choisies dans le groupe suivant : optimisation de la consommation de carburant par unité de puissance (SFC) et/ou optimisation de la poussée et/ou optimisation des temps d’accélération et/ou optimisation de la température en sortie turbine.
3. Procédé selon la revendication 2, dans lequel l’unité de contrôle (2) met en oeuvre, en fonction notamment d’informations (AD) transmises par l’aéronef, une détermination de la phase de vol dans laquelle se trouve l’aéronef et transmet à un système de gestion (5) qui pilote les prélèvements de puissance électrique, une répartition à appliquer, ladite répartition étant fonction d’une logique d’optimisation propre à la phase de vol ainsi déterminée.
4. Procédé selon la revendication 3, dans lequel la détermination de la phase de vol et de la répartition par l’unité de contrôle est fonction de données d’entrée comprenant des données de vol de l’aéronef (AD) ; le besoin de poussée et/ou la position de la manette de gaz (M) ; des données (W) fournies par des capteurs de l’aéronef telles que de trains sortis et trains écrasés, de données (TM) fournies par les capteurs de la turbomachine (1 ), notamment pour définir l’état transitoire / stabilisé de celle-ci.
5. Procédé selon la revendication 4, dans lequel les logiques d’optimisation des différentes phases de vol comprennent :
Décollage (« Take-off ») : optimisation de la consommation de carburant par unité de poussée (SFC) ;
Montée (« Climb ») : optimisation de la consommation de carburant par unité de poussée (SFC) ;
Croisière (« Cruise ») : optimisation de la consommation de carburant par unité de poussée (SFC) ;
6. Procédé selon la revendication précédente, dans lequel les logiques d’optimisation des différentes phases de vol comprennent en outre :
Descente : optimisation de la poussée ;
Approche d’atterrissage : optimisation des temps d’accélération ;
Ralenti au sol : optimisation de la température TGT en sortie turbine.
7. Procédé selon l’une des revendications 5 ou 6, dans lequel lesdites règles de répartition de prélèvements mémorisées prennent en compte l’altitude dudit aéronef.
8. Ensemble comportant une turbomachine (1 ) à double ou triple corps pour aéronef comprenant au moins une première turbine et une deuxième turbine, dans lequel au moins une première machine électrique (3) et une deuxième machine électrique (4) sont adaptées pour récupérer une énergie mécanique,
- la première machine électrique (3) sur un arbre entraîné par la première turbine de la turbomachine (1 ), et
- la deuxième machine électrique (4) sur un arbre entraîné par la deuxième turbine de la turbomachine, dans lequel ledit ensemble comporte en outre un système de gestion selon la revendication 1 .
9. Ensemble selon la revendication 8, dans lequel la turbomachine est du type à double corps, les machines électriques étant deux générateurs adaptés pour récupérer l’énergie mécanique l’un de l’arbre haute pression de la turbomachine, l’autre de l’arbre basse pression. Aéronef comportant un système selon la revendication 1 ou un ensemble selon l’une des revendications 8 ou 9.
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