EP4562280A1 - Surveillance d'un systeme propulsif d'un aeronef - Google Patents

Surveillance d'un systeme propulsif d'un aeronef

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Publication number
EP4562280A1
EP4562280A1 EP23776082.2A EP23776082A EP4562280A1 EP 4562280 A1 EP4562280 A1 EP 4562280A1 EP 23776082 A EP23776082 A EP 23776082A EP 4562280 A1 EP4562280 A1 EP 4562280A1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
max
counter
speed
turbine engine
target
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
EP23776082.2A
Other languages
German (de)
English (en)
Inventor
David Bernard Martin LEMAY
Jean-Philippe Jacques Marin
Romain Jean Gilbert 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 EP4562280A1 publication Critical patent/EP4562280A1/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
    • F01D21/00—Shutting-down of machines or engines, e.g. in emergency; Regulating, controlling, or safety means not otherwise provided for
    • F01D21/003—Arrangements for testing or measuring
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01M—TESTING STATIC OR DYNAMIC BALANCE OF MACHINES OR STRUCTURES; TESTING OF STRUCTURES OR APPARATUS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • G01M15/00—Testing of engines
    • G01M15/14—Testing gas-turbine engines or jet-propulsion engines
    • G—PHYSICS
    • G05—CONTROLLING; REGULATING
    • G05B—CONTROL OR REGULATING SYSTEMS IN GENERAL; FUNCTIONAL ELEMENTS OF SUCH SYSTEMS; MONITORING OR TESTING ARRANGEMENTS FOR SUCH SYSTEMS OR ELEMENTS
    • G05B23/00—Testing or monitoring of control systems or parts thereof
    • G05B23/02—Electric testing or monitoring
    • G05B23/0205—Electric testing or monitoring by means of a monitoring system capable of detecting and responding to faults
    • G05B23/0218—Electric testing or monitoring by means of a monitoring system capable of detecting and responding to faults characterised by the fault detection method dealing with either existing or incipient faults
    • G05B23/0224—Process history based detection method, e.g. whereby history implies the availability of large amounts of data
    • G05B23/0227—Qualitative history assessment, whereby the type of data acted upon, e.g. waveforms, images or patterns, is not relevant, e.g. rule based assessment; if-then decisions
    • G05B23/0235—Qualitative history assessment, whereby the type of data acted upon, e.g. waveforms, images or patterns, is not relevant, e.g. rule based assessment; if-then decisions based on a comparison with predetermined threshold or range, e.g. "classical methods", carried out during normal operation; threshold adaptation or choice; when or how to compare with the threshold
    • 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
    • F05D2220/90—Application in vehicles adapted for vertical or short take off and landing (v/stol vehicles)

Definitions

  • TITLE MONITORING AN AIRCRAFT PROPULSIVE SYSTEM
  • the invention refers to propulsion systems for aircraft, and more particularly to the lifespan of a turbine engine.
  • a propulsion system conventionally comprises a turbine engine for driving a rotating propeller of the aircraft, for example for driving the main rotor and the anti-torque rotor in the case of a helicopter.
  • the turbine engine has a lifespan (or conversely, a rate of damage) which depends on its power demands. This lifespan depends mainly on the rotation speed of the rotating assemblies (for example, the speed NG of the gas generator, the speed N2 of a free turbine of the turbine engine TM, and the temperature T4x of the gas driving one or more turbines power of the TM turbine engine.
  • cyclic fatigue and creep Two modes of damage are generally taken into account: cyclic fatigue and creep.
  • the aircraft thus includes a cyclic fatigue counter and a creep counter. When one of the counters reaches a predefined threshold, maintenance of the turbine engine must be carried out.
  • the invention aims to enable the pilot to manage his flight to achieve a desired lifespan.
  • a method for monitoring a propulsion system of an aircraft comprising a turbine engine and the aircraft comprising at least one counter for damage to the turbine engine using at least one parameter of the turbine engine, the method being characterized in that it comprises: reception of a target lifespan; a calculation, for each counter, of a maximum increment speed of the counter so that the counter remains below a predefined threshold throughout the target lifespan; a calculation, for each counter and for each parameter of this counter, of a threshold such that, as long as the parameter does not exceed the threshold, the increment speed of the counter remains lower than the maximum increment speed; a calculation, from the threshold(s), of at least one limit of an operating quantity of the turbine engine not to be exceeded so that the increment speed of the counter remains lower than the maximum increment speed; and a transmission to a display device of the aircraft of a current value and the terminal of the operating quantity.
  • the invention may also include one or more of the following optional characteristics, according to any technically possible combination.
  • the aircraft includes a cyclic fatigue counter using a rotation speed of a part of the turbine engine and/or a creep counter using a rotation speed of a part of the turbine engine and a temperature of gas at a turbine of the turboshaft engine.
  • each counter implements a damage law giving the increment speed from the parameter(s) used by this counter and in which the threshold of each parameter used by this counter is calculated by applying the inverse law of damage at the maximum increment speed.
  • a computer program downloadable from a communications network and/or recorded on a computer-readable medium, characterized in that it comprises instructions for executing the steps of a method according to the invention, when said program is executed on a computer.
  • An aircraft comprising: a propulsion system of an aircraft, the propulsion system comprising a turbine engine; at least one turbine engine damage counter using at least one turbine engine parameter; a display device; and a calculator designed to implement a method according to the invention.
  • Figure 1 is a functional view of an aircraft in which the invention is implemented
  • Figure 2 is a block diagram of a method of monitoring a propulsion system of the aircraft of Figure 1
  • Figure 3 is a view of a first indicator limit of the aircraft of Figure 1.
  • the aircraft 100 can be fixed wing or rotary wing (as in the case of a helicopter), or an aircraft with vertical take-off and landing (from the English “Vertical Take-Off & Landing aircrafts", also referred to by the acronym VTOL).
  • VTOL Vertical Take-Off & Landing aircrafts
  • the aircraft thus comprises a propulsion system 102.
  • the propulsion system 102 comprises at least one rotating propeller 104.
  • the propulsion system 102 comprises for example two rotating propellers: a main rotor designed to allow lift, the piloting and propulsion, and an anti-torque rotor designed to counter torque induced by the main rotor.
  • the rotating propeller 104 can be a propeller or a fan.
  • the propulsion system 102 further comprises a thermal chain TH for driving each rotating propeller 104.
  • the thermal chain TH comprises a single turbine engine TM.
  • the TH thermal chain could include several turbine engines.
  • the propulsion system 102 further comprises, for example, a main transmission box BTP comprising an input shaft A1 connected to the thermal chain TH and an output shaft AS connected to the propeller turning 104.
  • the propulsion system 102 further comprises an electrical chain ELEC for driving each rotating propeller 104.
  • the electrical chain ELEC comprises for example an electrical storage source BAT and an electrical machine M connected to the electrical storage source BAT.
  • the electrical storage source BAT may comprise one or more elementary electrical sources, for example one or more chemical batteries or any other type of electrical energy store.
  • the electrical machine M may comprise one or more elementary electrical machines.
  • the electric machine M is designed to operate selectively, on the one hand, as a motor to receive electrical power from the electrical storage source BAT and, on the other hand, as a generator to supply electrical power to the storage source electric BAT to recharge the latter.
  • the electric machine M can be designed to operate only as a motor.
  • the propulsion system 102 Due to the presence of the thermal chain TH and the electrical chain ELEC, the propulsion system 102 is thus qualified as hybrid.
  • the main BTP transmission box includes a second input shaft A2 connected to the ELEC electrical chain, in particular to the electrical machine M.
  • the aircraft 100 further comprises a CALC computer for controlling the propulsion system 102, more precisely the thermal chain TH and the electrical chain ELEC.
  • the propulsion system 102 has at least one certified operating regime. This means that the engine manufacturer guarantees, for each speed, that each of the thermal chain TH and the electrical chain ELEC is capable of providing a maximum power (called limit) associated with this speed, possibly for a predefined duration associated with this speed. This duration is finite and can be zero. In the absence of an associated duration, the manufacturer guarantees that the maximum power can be reached for as long as desired, in any case for a very long duration, for example the typical duration of a mission.
  • limit maximum power
  • each regime defines, on the one hand, for the TH thermal chain, a maximum power and possibly a duration, and, on the other hand, for the ELEC electrical chain, a maximum power and possibly a duration.
  • Each limit can be “controlled”, that is to say indicative. It is the pilot who is then responsible for respecting this limit according to the information in the user manual of the propulsion system 102. If the pilot requests a power greater than the piloted limit, the CALC computer is designed to allow the propulsion system 102 to exceed the controlled limit.
  • Each limit can alternatively be “controlled”, that is to say that the CALC computer is designed to prevent them from being crossed, even if the pilot requests it. Controlled limits are sometimes called “stops.”
  • the propulsion system 102 may have one or more of the following regimes.
  • the propulsion system 102 can have a continuous speed C, associated with a controlled limited PMC (Continuous Maximum Power) which is the maximum power that the thermal chain TH is capable of delivering continuously, that is to say over the entire duration of a mission, and even several missions of the aircraft 100.
  • PMC Continuous Maximum Power
  • the propulsion system 102 can have a maximum takeoff speed D, associated with a controlled limit PMDTH (PMD for Maximum Takeoff Power) which is the power that the thermal chain TH can deliver for a predefined duration T PMDTH and at a PMDELEC controlled limit which is the power that the ELEC electrical chain can deliver for a predefined duration T PMDELEC.
  • PMDTH PMD for Maximum Takeoff Power
  • T PMDELEC durations are generally a few minutes (commonly of the order of fifteen to thirty minutes).
  • the propulsion system 102 can have a maximum transient speed T, associated with a controlled limit PMTTH (PMT for Maximum Transient Power) which is the maximum instantaneous power that the thermal chain TH can deliver and a controlled limit PMTELEC which is the power instantaneous maximum that the ELEC electric chain can deliver.
  • PMTTH Maximum Transient Power
  • PMTELEC the power instantaneous maximum that the ELEC electric chain can deliver.
  • the duration for the thermal chain TH and the duration for the electrical chain are both zero.
  • the aircraft 100 includes several measurement systems.
  • the aircraft 100 firstly comprises an STH system for monitoring the thermal chain TH, designed to measure at least one parameter of the thermal chain TH impacting the power supplied by the thermal chain TH.
  • This is for example a speed NG of a gas generator of the turbine engine TM and/or a temperature T4x of gas driving one or more power turbines of the turbine engine TM and/or a torque CTM supplied by the turbine engine(s) of the TH thermal chain.
  • the aircraft 100 further comprises a SELEC system for monitoring the ELEC electrical chain, designed to measure at least one parameter of the ELEC electrical chain impacting the power supplied by the ELEC electrical chain.
  • the parameters impacting the power supplied by the thermal chain TH and the power supplied by the electrical chain ELEC are hereinafter called main parameters.
  • the SELEC measurement system comprises for example an SBAT system for measuring at least one parameter of the electrical storage source BAT, such as a current IBAT supplied by the electrical storage source BAT to the electrical machine M and/or a state of charge SOC of the electrical storage source BAT.
  • the SELEC measurement system includes for example, instead of or in addition to the SBAT measurement system, a system SM for measuring at least one parameter of the electrical machine M, such as a torque CM supplied by the electrical machine M.
  • the SELEC measuring system is also designed, for example, to measure at least one other so-called auxiliary parameter of the electrical chain ELEC, such as a temperature TBAT of the electrical storage source BAT measured by the measurement system SBAT and/or a charging power PR of the electrical storage source BAT.
  • the charging power PR is for example calculated from the current IBAT of the electrical storage source BAT and a voltage measured at the terminals of the electrical storage source BAT.
  • the aircraft 100 further comprises, for example, an external monitoring system S0, designed to measure at least one atmospheric parameter, around the aircraft 100, such as an atmospheric pressure PO and/or an atmospheric temperature T0.
  • an external monitoring system S0 designed to measure at least one atmospheric parameter, around the aircraft 100, such as an atmospheric pressure PO and/or an atmospheric temperature T0.
  • the aircraft 100 further comprises an AF display device designed to display the information transmitted by the CALC computer.
  • the aircraft 100 may also include an input device SA designed to allow the pilot to enter information for the CALC calculator, in particular a target lifespan DDV.
  • the SA input device can take several forms, such as an adjustment button (potentiometer type) on an aircraft dashboard, an input keyboard on a screen, etc.
  • the CALC calculator receives a measurement of each parameter.
  • the CALC calculator thus receives: measurements NG_m, T4x_m, C ⁇ M_m of the main parameters NG, T4x, CTM of the thermal chain TH, measurements lBAT_m, CM_ITI of the main parameters I BAT, CM of the ELEC electric chain, measurements T B AT_m, SOC_m of the auxiliary parameters TBAT, SOC of the ELEC electric chain, and measurements P0_m, T0_m of the atmospheric parameters PO, T0.
  • the CALC calculator calculates, for each regime and for each main parameter of the thermal chain TH, a threshold below which the main parameter considered must remain so that the thermal chain TH provides a power lower than the maximum power of the regime considered for the thermal chain TH. This calculation is for example carried out from one or more other measured parameters, for example the atmospheric parameter(s).
  • the CALC calculator thus calculates, for example from the measurements P0_m, T0_m: for the continuous regime C, the thresholds NG_C, T4x_C and CTM_C, for the take-off regime D, the thresholds NG_D, T4x_D and CTM_D, and for the transient regime T, the thresholds NG_T, T4x_T and CTM_T.
  • the CALC calculator calculates, for each regime and for each main parameter of the thermal source TH, a difference between the measurement and the threshold of the main parameter considered, this difference forming a margin of the parameter main considered.
  • the CALC calculator calculates: for the continuous regime C, the margins ANG_C, AT4x_C and ACTM_C, for the take-off regime D, the margins ANGJD, AT4x_D and ACTM_D, and for the transient regime T, the ANG_T, AT4x_T and ACTM_T margins.
  • the CALC calculator calculates, for each regime with a finite duration, possibly zero, and for each main parameter of the ELEC electrical chain, a threshold below which the main parameter considered must remain so that the ELEC electric chain provides a power lower than the maximum power of the regime considered for the ELEC electric chain. This calculation is for example carried out from one or more other measured parameters, for example the atmospheric parameter(s).
  • the CALC calculator calculates, for example from the measurements SOC_m, TBAT_m, P0_m and T0_m: for the take-off regime D, the thresholds IBAT_D and CM_D, and for the transient regime T, the thresholds IBAT_T and CM_T.
  • the CALC calculator calculates, for each regime with a finite duration, possibly zero, and for each main parameter of the ELEC electrical chain, a difference between the measurement and the threshold of the main parameter considered. , this difference forming an intermediate margin of the main parameter considered.
  • the CALC calculator calculates: for the take-off regime D, the intermediate margins AI BA T_D' and ACM_D', and for the transient regime T, the intermediate margins AI B AT_T' and ACM_T'.
  • the CALC calculator converts the margins calculated in steps 206 and 210, into the same unit which can be that of any physical quantity.
  • this physical quantity is “speaking” for the pilot and directly linked to his piloting.
  • the chosen unit is for example power, so that the margins are converted into power margins.
  • Power is, for example, the mechanical power supplied.
  • the margin of the current I B AT can be expressed in power by multiplying it by a voltage of the electrical storage source BAT and by an efficiency of the electrical machine M.
  • the margin of the torque CM can be expressed in power by multiplying it by a rotational speed of the electric machine M.
  • the parameters of the thermal chain TH can for example be converted into power using a model of the turbine engine TM and assuming all the other parameters of this engine constant.
  • the thresholds of the main parameters of the ELEC electrical chain are also converted into the chosen unit, by potential example.
  • the CALC calculator checks whether the electrical storage source BAT is sufficiently charged for the ELEC electrical chain to be able to provide the power threshold of this parameter, for the entire duration associated.
  • the measurement SOC_m of the state of charge SOC of the electrical storage source BAT it is possible to use for example the measurement SOC_m of the state of charge SOC of the electrical storage source BAT.
  • a measurement of a state of energy SOE could be used.
  • the CALC calculator checks if: SOC > I BAT_D x T_PMDELEC, IBAT_D being expressed in power and T PMDELEC being the maximum duration of take-off speed D for the chain electric.
  • the margin of the main parameter considered is then taken equal to its intermediate margin.
  • the margin AI B AT_D of the parameter IBAT is then taken equal to the intermediate margin AI BAT_D'.
  • the margin of the main parameter considered is taken less than the intermediate margin.
  • the parameter margin is taken to be zero.
  • the margin AI B AT_D of the parameter I BAT is taken to be zero.
  • the margin of the parameter is taken equal to the state of charge SOC divided by the duration associated with the regime for the electrical chain ELEC. In this case, for example, if SOC ⁇ IBAT_D XT PM DELEC, the margin AI B AT_D of the IBAT parameter is taken equal to SOC/T_PMD E LEC.
  • the margin of the main parameter considered is then taken equal to its intermediate margin.
  • the margin AI BAT_T of the parameter IBAT is then taken equal to the intermediate margin AI BAT_T’.
  • the CALC calculator compares, for each regime, the margins of these parameters to select the smallest.
  • the selected margin is taken as the margin of the thermal chain TH.
  • the margin of the thermal chain TH is denoted PMC for the continuous regime C, PMD1 for the take-off regime D and PMT1 for the transient regime T.
  • the CALC calculator compares, for each regime, the margins of these parameters to select the smallest.
  • the CALC calculator adds, for each regime, the smallest margin for the thermal chain TH with the smallest margin for the electrical chain ELEC, this addition forming a total margin of the propulsion system 102 for the regime considered.
  • ePMD take-off regime D
  • ePMT PMT1 + APELEC_PMT
  • the CALC calculator transmits, to the AF display device, the total margin associated with each regime.
  • the CALC calculator can transmit, for each regime, the margin for the TH thermal chain alone (without the ELEC electrical chain).
  • the CALC calculator transmits, for take-off regime D, the margin ePMD and the margin PMD1 and, for the transient regime T, the margin ePMT.
  • the CALC calculator transmits the PMC margin.
  • the display device AF displays the margins received. It also displays the total power provided by the propulsion system 102.
  • the CALC computer is designed so that the power supplied by the propulsion system 102 is given priority to the needs of the aircraft before the recharging of the electrical storage source BAT (e.g. power required to the main and anti-torque rotors to carry out the maneuver commanded by the pilot).
  • the recharging of the electrical storage source BAT is therefore reduced to ensure the availability of power to the pilot. This operation can be done automatically so that the pilot only has to worry about the flight. In this case, it may nevertheless be useful to provide the pilot with summary information to help him manage the recharging of the BAT electrical storage source when the flight conditions allow it (e.g. in cruise flight or descent). approaching landing).
  • the CALC calculator calculates a maximum recharging power of the electrical storage source BAT, for example from parameters measured such as the state of charge SOC of the storage source electrical BAT, the temperature TBAT of the electrical storage source BAT and the atmospheric temperature T0.
  • This maximum recharging power is for example calculated by a mathematical function or a table of values depending on the relevant parameters and recorded in a memory accessible by the CALC calculator. This limit can be expressed in the form of a power (in Watts), an electric current or any other quantity or unit of measurement chosen by the designer.
  • the CALC calculator receives a measurement of a charging power PR from the electrical storage source BAT.
  • the CALC calculator calculates a difference between the measurement of the charging power PR and the maximum charging power, this difference forming an instantaneous charging power margin APR.
  • the CALC calculator transmits the instantaneous recharge power margin APR to the display device AF.
  • the display device AF displays the instantaneous recharge power margin APR to the pilot.
  • the CALC calculator calculates a difference between a target state of charge SOC* and a measurement SOC_m of the state of charge SOC, this difference forming an energy remaining to be recharged.
  • the state of charge SOC can be measured using parameter measurements of the electrical storage source BAT (for example, the voltage across it and the current IBAT) and a mathematical model of the latter.
  • the CALC calculator calculates a maximum power profile for recharging the electrical storage source BAT up to the target state of charge SOC*.
  • This profile can be calculated using parameter measurements of the electrical storage source BAT (for example, the voltage across it and the current IBAT) and a mathematical model of the latter.
  • the CALC calculator receives a measurement of the charging power PR from the electrical storage source BAT.
  • the CALC calculator calculates a charging power profile by selecting for each point the minimum between the maximum charging power profile and the current power.
  • the CALC calculator calculates a remaining recharge time TR as the integral of the ratio between the energy remaining to be charged and the recharge power profile.
  • this integral can be calculated by the control system as the sum of the intervals of the discretized power trajectory.
  • the CALC calculator transmits the remaining recharge time TR to the display device AF.
  • the display device AF displays the remaining recharge time TR.
  • the TM turbine engine has a lifespan (or conversely, a damage rate) which depends on its power demands. This lifespan depends mainly on the rotation speed of the rotating assemblies (for example, the speed NG of the gas generator, free turbine: NTUN2), and the temperature T4x.
  • the CALC calculator includes a cyclic fatigue counter FC and a creep counter EF.
  • Cyclic fatigue is induced by the mechanical stress caused by the centrifugal acceleration experienced by the rotating assemblies (compressor(s), HP turbine(s), LP turbine(s).
  • the cyclic fatigue counter FC is thus designed to count cycles of variation of the speed NG over time. These cycles generally include, for each mission (i.e. period during which the aircraft is on), a main cycle between start-up (zero NG speed) and the maximum speed of the mission, as well as partial cycles during the mission.
  • Creep characterizes the expansion of the turbine blades of the TM turboshaft engine. Creep is caused by the combined effect of centrifugal acceleration and the high temperature to which rotating parts are subjected. It therefore depends on the power that the pilot requests from the engine and the atmospheric conditions PO, T0.
  • the input device SA receives the target lifespan DDV of the propulsion system 102, and transmits it to the CALC calculator.
  • the target DDV target lifespan is for example entered by the pilot and can be adjusted for example before each flight, depending on a compromise between the operating cost of the aircraft and the service provided on the mission (on-board load and duration of the flight).
  • the CALC calculator receives the target lifespan DDV.
  • the CALC calculator calculates, for each counter FC, EF, a maximum increment speed of the counter FC, EF remains below a predefined threshold throughout the target DDV target lifespan.
  • the maximum increment speed is calculated by considering linear wear over the entire target lifespan DDV.
  • the maximum increment speeds are therefore constant as long as the target lifespan DDV_target is not modified.
  • each maximum increment speed is calculated “dynamically”, based on the past use of the TM turbine engine.
  • each maximum increment speed is calculated by considering linear wear from the current situation, current value of the counter FC, EF and elapsed DDV elapsed part of the target DDV target lifespan.
  • the maximum increment speed is adapted downward in order to encourage the pilot to use less of the TM turbine engine for the remainder of the flight.
  • the CALC calculator calculates, from the thresholds NGmax_FC, NGmax_EF, T4xmax_EF and using a model of the turbine engine TM, an upper limit PEsup of an operating quantity of the turbine engine TM, for example a power supplied by the turbine engine TM.
  • the CALC calculator calculates, as upper limit PEsup, the mechanical power that the turboshaft TM can provide without exceeding these thresholds NGmax FC, NGmax EF, T4xmax_EF, using a model of the turboshaft TM.
  • the CALC calculator calculates a lower limit PEinf using the damage law in partial cycles.
  • the CALC calculator calculates, as lower limit PEinf, the mechanical power that the turbine engine TM can provide without falling below this threshold NGmin FC, T4xmax_EF (apart from a shutdown of the turbine engine TM), using a model of the TM turbine engine.
  • the CALC calculator transmits to the display device AF a current value of the mechanical power supplied by the propulsion system 102, the lower terminal PEinf and the upper terminal PEsup.
  • the display device AF displays the current value of the mechanical power supplied, the lower limit PEinf and the upper limit PEsup.
  • the power supplied by the system is indicated by a rotating needle 302.
  • the margins PMC, PMD1, ePMD, PMT 1, ePMT are indicated as markers along a stroke 304 of the rotating needle 302, as well as the lower limit PEinf and the upper limit PEsup.

Landscapes

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Abstract

L'invention concerne un procédé de surveillance d'un système propulsif (102) d'un aéronef (100), comportant : - un calcul, pour chaque compteur d'endommagement (FC, EF), d'une vitesse d'incrémentation maximale (dC_FC_max, dC_EF_max) du compteur (FC, EF) pour que le compteur (FC, EF) reste sous un seuil prédéfini (C_FC_max, C_EF_max) pendant toute une durée de vie cible (DDV cible); - un calcul, à partir d'un ou plusieurs seuils (NGmax FC, NGmax EF, T4xmax_EF) d'au moins un paramètre (NG, T4x), d'au moins une borne (PEinf, PEsup) d'une grandeur de fonctionnement du turbomoteur (TM) à ne pas dépasser pour que la vitesse d'incrémentation (dC_FC, dC_EF) du compteur (FC, EF) reste inférieure à la vitesse d'incrémentation maximale (dC_FC_max, dC_EF_max); et - une transmission à un dispositif d'affichage (AF) de l'aéronef (100) d'une valeur courante et de la borne (PEinf, PEsup) de la grandeur de fonctionnement.

Description

Description
TITRE : SURVEILLANCE D’UN SYSTEME PROPULSIF D’UN AERONEF
Domaine technique de l’invention
[0001] L’invention se réfère aux systèmes propulsifs pour aéronefs, et plus particulièrement à la durée de vie d’un turbomoteur.
Arrière-plan technologique
[0002] Un système propulsif comporte classiquement un turbomoteur d’entraînement d’un propulseur tournant de l’aéronef, par exemple d’entraînement du rotor principal et du rotor d’anti-couple dans le cas d’un hélicoptère.
[0003] Le turbomoteur présente une durée de vie (ou bien inversement, une vitesse d’endommagement) qui dépend de ses sollicitations en puissance. Cette durée de vie dépend principalement de la vitesse de rotation des ensembles tournants (par exemple, la vitesse NG du générateur de gaz, la vitesse N2 d’une turbine libre du turbomoteur TM, et de la température T4x de gaz entraînant une ou des turbines de puissance du turbomoteur TM.
[0004] Deux modes d’endommagement sont généralement pris en compte : la fatigue cyclique et le fluage. L’aéronef comporte ainsi un compteur de fatigue cyclique et un compteur de fluage. Lorsqu’un des compteurs atteint un seuil prédéfini, une maintenance du turbomoteur doit être effectuée.
[0005] L’invention a pour but permettre au pilote de gérer son vol pour atteindre une durée de vie souhaitée.
Résumé de l’invention
[0006] Il est donc proposé un procédé de surveillance d’un système propulsif d’un aéronef, le système propulsif comportant un turbomoteur et l’aéronef comportant au moins un compteur d’un endommagement du turbomoteur utilisant au moins un paramètre du turbomoteur, le procédé étant caractérisé en ce qu’il comporte : une réception d’une durée de vie cible ; un calcul, pour chaque compteur, d’une vitesse d’incrémentation maximale du compteur pour que le compteur reste sous un seuil prédéfini pendant toute la durée de vie cible ; un calcul, pour chaque compteur et pour chaque paramètre de ce compteur, d’un seuil tel que, tant que le paramètre ne dépasse pas le seuil, la vitesse d’incrémentation du compteur reste inférieure à la vitesse d’incrémentation maximale ; un calcul, à partir du ou des seuils, d’au moins une borne d’une grandeur de fonctionnement du turbomoteur à ne pas dépasser pour que la vitesse d’incrémentation du compteur reste inférieure à la vitesse d’incrémentation maximale ; et une transmission à un dispositif d’affichage de l’aéronef d’une valeur courante et de la borne de la grandeur de fonctionnement.
[0007] L’invention peut en outre comporter l’une ou plusieurs des caractéristiques optionnelles suivantes, selon toute combinaison techniquement possible.
[0008] De façon optionnelle, une borne inférieure et une borne supérieure de la grandeur de fonctionnement du turbomoteur sont calculées.
[0009] De façon optionnelle également, l’aéronef comporte un compteur de fatigue cyclique utilisant une vitesse de rotation d’une pièce du turbomoteur et/ou un compteur de fluage utilisant une vitesse de rotation d’une pièce du turbomoteur et une température de gaz au niveau d’une turbine du turbomoteur.
[0010] De façon optionnelle également, la vitesse d’incrémentation maximale est calculée par : dC_XX_max = C_XX_max / DDV cible, où dC_XX_max est la vitesse d’incrémentation maximale, C_XX_max est le seuil prédéfini du compteur et DDV cible est la durée de vie cible.
[0011] De façon optionnelle également, la vitesse d’incrémentation maximale est calculée par : dC_XX_max = (C_XX_max - C_XX_courante) / DDV cible - DDV_écoulée), où dC_XX_max est la vitesse d’incrémentation maximale, C_XX_max est le seuil prédéfini du compteur, C_XX_courante est la valeur courante du compteur, DDV cible est la durée de vie cible et DDV écoulée est la durée de vie déjà écoulée.
[0012] De façon optionnelle également, chaque compteur met en œuvre une loi d’endommagement donnant la vitesse d’incrémentation à partir du ou des paramètres utilisés par ce compteur et dans lequel le seuil de chaque paramètre utilisé par ce compteur est calculé en appliquant la loi inverse d’endommagement à la vitesse d’incrémentation maximale. [0013] Il est également proposé un programme d’ordinateur téléchargeable depuis un réseau de communication et/ou enregistré sur un support lisible par ordinateur, caractérisé en ce qu’il comprend des instructions pour l’exécution des étapes d’un procédé selon l’invention, lorsque ledit programme est exécuté sur un ordinateur.
[0014] Il est également proposé un aéronef comportant : un système propulsif d’un aéronef, le système propulsif comportant un turbomoteur ; au moins un compteur d’un endommagement du turbomoteur utilisant au moins un paramètre du turbomoteur ; un dispositif d’affichage ; et un calculateur conçu pour mettre en oeuvre un procédé selon l’invention.
Brève description des figures
[0015] L’invention sera mieux comprise à l’aide de la description qui va suivre, donnée uniquement à titre d’exemple et faite en se référant aux dessins annexés dans lesquels : la figure 1 est une vue fonctionnelle d’un aéronef dans lequel l’invention est mise en oeuvre, la figure 2 est un schéma-bloc d’un procédé de surveillance d’un système propulsif de l’aéronef de la figure 1 , et la figure 3 est une vue d’un indicateur de première limite de l’aéronef de la figure 1 .
Description détaillée de l’invention
[0016] En référence à la figure 1 , un exemple d’un aéronef 100 dans lequel l’invention est mise en oeuvre, va à présent être décrit.
[0017] L’aéronef 100 peut être à voilure fixe ou bien tournante (comme dans le cas d’un hélicoptère), ou bien un aéronef à décollage et atterrissage verticaux (de l’anglais « Vertical Take-Off & Landing aircrafts », également désigné par l’acronyme VTOL).
[0018] L’aéronef comporte ainsi un système propulsif 102.
[0019] Le système propulsif 102 comporte au moins un propulseur tournant 104.
Dans le cas d’un hélicoptère, le système propulsif 102 comporte par exemple deux propulseurs tournants : un rotor principal conçu pour permettre la sustentation, le pilotage et la propulsion, et un rotor anti-couple conçu pour contrer un couple induit par le rotor principal. Alternativement, le propulseur tournant 104 peut être une hélice ou bien une soufflante.
[0020] Le système propulsif 102 comporte en outre une chaîne thermique TH d’entraînement de chaque propulseur tournant 104. Dans l’exemple illustré, la chaîne thermique TH comporte un seul turbomoteur TM. Alternativement, la chaîne thermique TH pourrait comporter plusieurs turbomoteurs.
[0021] En particulier dans le cas d’un hélicoptère, le système propulsif 102 comporte en outre par exemple une boîte de transmission principale BTP comportant un arbre d’entrée A1 connecté à la chaîne thermique TH et un arbre de sortie AS connecté au propulseur tournant 104.
[0022] Le système propulsif 102 comporte en outre une chaîne électrique ELEC d’entraînement de chaque propulseur tournant 104. La chaîne électrique ELEC comporte par exemple une source de stockage électrique BAT et une machine électrique M connectée à la source de stockage électrique BAT. La source de stockage électrique BAT peut comporter une ou plusieurs sources électriques élémentaire, par exemple une ou plusieurs batteries chimiques ou bien tout autre type de stockeur d’énergie électrique. De manière similaire, la machine électrique M peut comporter une ou plusieurs machines électriques élémentaires. La machine électrique M est conçue pour fonctionner sélectivement, d’une part, en moteur pour recevoir de la puissance électrique de la source de stockage électrique BAT et, d’autre part, en générateur pour fournir de la puissance électrique à la source de stockage électrique BAT pour recharger cette dernière. Alternativement, la machine électrique M peut être conçue pour uniquement fonctionner en moteur.
[0023] Du fait de la présence de la chaîne thermique TH et de la chaîne électrique ELEC, le système propulsif 102 est ainsi qualifié d’hybride.
[0024] Dans le cas d’une hybridation dite parallèle comme illustrée, la boîte de transmission principale BTP comporte un deuxième arbre d’entrée A2 connecté à la chaîne électrique ELEC, en particulier à la machine électrique M.
[0025] L’aéronef 100 comporte en outre un calculateur CALC de commande du système propulsif 102, plus précisément de la chaîne thermique TH et de la chaîne électrique ELEC. [0026] Le système propulsif 102 présente au moins un régime de fonctionnement certifié. Cela signifie que le motoriste garantit, pour chaque régime, que chacune de la chaîne thermique TH et de la chaîne électrique ELEC est capable de fournir une puissance maximum (appelée limite) associée à ce régime, éventuellement pendant une durée prédéfinie associée à ce régime. Cette durée est finie et peut être nulle. En l’absence de durée associée, le constructeur garantit que la puissance maximum peut être atteinte aussi longtemps que souhaitée, en tout cas pendant une durée très longue, par exemple la durée typique d’une mission.
[0027] Les puissances maximum et les durées peuvent être différentes pour la chaîne thermique TH et pour la chaîne électrique ELEC. Ainsi, de manière générale, chaque régime définit, d’une part, pour la chaîne thermique TH, une puissance maximum et éventuellement une durée, et, d’autre part, pour la chaîne électrique ELEC, une puissance maximum et éventuelle une durée.
[0028] Chaque limite peut être “pilotée”, c’est-à-dire indicative. C’est le pilote qui est alors en charge de respecter cette limite selon les informations du manuel d’utilisation du système propulsif 102. Si le pilote sollicite une puissance supérieure à la limite pilotée, le calculateur CALC est conçu pour permettre au système propulsif 102 de dépasser la limite pilotée.
[0029] Chaque limite peut alternativement être « contrôlée », c’est-à-dire que le calculateur CALC est conçu pour empêcher leur franchissement, même si le pilote le sollicite. Les limites contrôlées sont parfois appelées « butées ».
[0030] Par exemple, le système propulsif 102 peut présenter un ou plusieurs des régimes suivants.
[0031] Le système propulsif 102 peut présenter un régime continu C, associé à une limité pilotée PMC (Puissance Maximum Continue) qui est la puissance maximum que la chaîne thermique TH est capable de délivrer de façon continue, c’est-à-dire sur toute la durée d’une mission, et même de plusieurs missions de l’aéronef 100.
[0032] Le système propulsif 102 peut présenter un régime maximum de décollage D, associé à une limite pilotée PMDTH (PMD pour Puissance Maximum de Décollage) qui est la puissance que la chaîne thermique TH peut délivrer pendant une durée prédéfinie T PMDTH et à une limite pilotée PMDELEC qui est la puissance que la chaîne électrique ELEC peut délivrer pendant une durée prédéfinie T PMDELEC. Les durées T PMDTH et T PM DELEC sont généralement de quelques minutes (communément de l’ordre de quinze à trente minutes).
[0033] Le système propulsif 102 peut présenter un régime maximum transitoire T, associé à une limité pilotée PMTTH (PMT pour Puissance Maximum Transitoire) qui est la puissance maximum instantanée que la chaîne thermique TH peut délivrer et une limité pilotée PMTELEC qui est la puissance maximum instantanée que la chaîne électrique ELEC peut délivrer. Pour le régime maximum transitoire T, la durée pour la chaîne thermique TH et la durée pour la chaîne électrique sont toutes les deux nulles.
[0034] Pour le calcul de différentes informations à afficher au pilote, comme cela sera expliqué plus en détail par la suite, l’aéronef 100 comporte plusieurs systèmes de mesure.
[0035] Plus précisément, l’aéronef 100 comporte tout d’abord un système STH de surveillance de la chaîne thermique TH, conçu pour mesurer au moins un paramètre de la chaîne thermique TH impactant la puissance fournie par la chaîne thermique TH. Il s’agit par exemple d’une vitesse NG d’un générateur de gaz du turbomoteur TM et/ou d’une température T4x de gaz entraînant une ou des turbines de puissance du turbomoteur TM et/ou d’un couple CTM fourni par le ou les turbomoteurs de la chaîne thermique TH.
[0036] L’aéronef 100 comporte en outre un système SELEC de surveillance de la chaîne électrique ELEC, conçu pour mesurer au moins un paramètre de la chaîne électrique ELEC impactant la puissance fournie par la chaîne électrique ELEC.
[0037] Les paramètres impactant la puissance fournie par la chaîne thermique TH et la puissance fournie par la chaîne électrique ELEC, sont appelés par la suite paramètres principaux.
[0038] Le système de mesure SELEC comporte par exemple un système SBAT de mesure d’au moins un paramètre de la source de stockage électrique BAT, comme un courant IBAT fourni par la source de stockage électrique BAT à la machine électrique M et/ou un état de charge SOC de la source de stockage électrique BAT. Le système de mesure SELEC comporte par exemple, à la place ou bien en complément du système de mesure SBAT, un système SM de mesure d’au moins un paramètre de la machine électrique M, comme un couple CM fourni par la machine électrique M. Le système de mesure SELEC est en outre par exemple conçu pour mesurer au moins un autre paramètre dit auxiliaire de la chaîne électrique ELEC, comme une température TBAT de la source de stockage électrique BAT mesurée par le système de mesure SBAT et/ou une puissance de recharge PR de la source de stockage électrique BAT. La puissance de recharge PR est par exemple calculée à partir du courant IBAT de la source de stockage électrique BAT et d’une tension mesurée aux bornes de la source de stockage électrique BAT.
[0039] L’aéronef 100 comporte en outre par exemple un système de surveillance externe S0, conçu pour mesurer au moins un paramètre atmosphérique, autour de l’aéronef 100, comme une pression atmosphérique PO et/ou une température atmosphérique T0.
[0040] L’aéronef 100 comporte en outre un dispositif d’affichage AF conçu pour afficher les informations transmises par le calculateur CALC.
[0041] L’aéronef 100 peut en outre comporter un dispositif de saisie SA conçu pour permettre au pilote de saisir des informations pour le calculateur CALC, en particulier une durée de vie cible DDV cible. Le dispositif de saisie SA peut revêtir plusieurs formes, comme un bouton de réglage (type potentiomètre) d’un tableau de bord de l’aéronef, un clavier de saisie sur un écran, etc.
[0042] En référence à la figure 2, un exemple d’un procédé 200 selon l’invention, de surveillance du système propulsif 102, va à présent être décrit.
[0043] Au cours d’une étape 202, le calculateur CALC reçoit une mesure de chaque paramètre.
[0044] Dans l’exemple illustré, le calculateur CALC reçoit ainsi : des mesures NG_m, T4x_m, CïM_m des paramètres principaux NG, T4x, CTM de la chaîne thermique TH, des mesures lBAT_m, CM_ITI des paramètres principaux I BAT, CM de la chaîne électrique ELEC, des mesures TBAT_m, SOC_m des paramètres auxiliaires TBAT, SOC de la chaîne électrique ELEC, et des mesures P0_m, T0_m des paramètres atmosphériques PO, T0.
[0045] Au cours d’une étape 204, le calculateur CALC calcule, pour chaque régime et pour chaque paramètre principal de la chaîne thermique TH, un seuil en-dessous duquel le paramètre principal considéré doit rester pour que la chaîne thermique TH fournisse une puissance inférieure à la puissance maximale du régime considéré pour la chaîne thermique TH. Ce calcul est par exemple réalisé à partir d’un ou plusieurs autres paramètres mesurés, par exemple le ou les paramètres atmosphériques.
[0046] Dans l’exemple illustré, le calculateur CALC calcule ainsi, par exemple à partir des mesures P0_m, T0_m : pour le régime continu C, les seuils NG_C, T4x_C et CTM_C, pour le régime de décollage D, les seuils NG_D, T4x_D et CTM_D, et pour le régime transitoire T, les seuils NG_T, T4x_T et CTM_T.
[0047] Au cours d’une étape 206, le calculateur CALC calcule, pour chaque régime et pour chaque paramètre principal de la source thermique TH, une différence entre la mesure et le seuil du paramètre principal considéré, cette différence formant une marge du paramètre principal considéré.
[0048] Dans l’exemple illustré, le calculateur CALC calcule : pour le régime continu C, les marges ANG_C, AT4x_C et ACTM_C, pour le régime de décollage D, les marges ANGJD, AT4x_D et ACTM_D, et pour le régime transitoire T, les marges ANG_T, AT4x_T et ACTM_T.
[0049] Au cours d’une étape 208, le calculateur CALC calcule, pour chaque régime avec une durée finie, éventuellement nulle, et pour chaque paramètre principal de la chaîne électrique ELEC, un seuil en-dessous duquel le paramètre principal considéré doit rester pour que la chaîne électrique ELEC fournisse une puissance inférieure la puissance maximale du régime considéré pour la chaîne électrique ELEC. Ce calcul est par exemple réalisé à partir d’un ou plusieurs autres paramètres mesurés, par exemple le ou les paramètres atmosphériques.
[0050] Dans l’exemple illustré, le calculateur CALC calcule, par exemple à partir des mesures SOC_m, TBAT_m, P0_m et T0_m : pour le régime de décollage D, les seuils IBAT_D et CM_D, et pour le régime transitoire T, les seuils IBAT_T et CM_T.
[0051] Ainsi, aucun seuil n’est calculé pour le régime continu C pour la chaîne électrique ELEC. [0052] Au cours d’une étape 210, le calculateur CALC calcule, pour chaque régime avec une durée finie, éventuellement nulle, et pour chaque paramètre principal de la chaîne électrique ELEC, une différence entre la mesure et le seuil du paramètre principal considéré, cette différence formant une marge intermédiaire du paramètre principal considéré.
[0053] Dans l’exemple illustré, le calculateur CALC calcule : pour le régime de décollage D, les marges intermédiaires AIBAT_D’ et ACM_D’, et pour le régime transitoire T, les marges intermédiaires AIBAT_T’ et ACM_T’.
[0054] Au cours d’une étape 212, le calculateur CALC convertit les marges calculées aux étapes 206 et 210, dans une même unité pouvant être celle de n’importe quelle grandeur physique. De préférence, cette grandeur physique est « parlante » pour le pilote et directement liée à son pilotage. L’unité choisie est par exemple la puissance, de sorte que les marges sont converties en marges de puissance. Ainsi converties, les marges peuvent être comparées et/ou sommées. La puissance est par exemple la puissance mécanique fournie.
[0055] Par exemple, la marge du courant IBAT peut être exprimée en puissance en la multipliant par une tension de la source de stockage électrique BAT et par un rendement de la machine électrique M.
[0056] Toujours par exemple, la marge du couple CM peut être exprimée en puissance en la multipliant par une vitesse de rotation de la machine électrique M.
[0057] Pour les paramètres de la chaîne thermique TH, il peuvent par exemple être convertis en puissance en utilisant un modèle du turbomoteur TM et en supposant tous les autres paramètres de ce moteur constant.
[0058] En outre, au cours de l’étape 212, les seuils des paramètres principaux de la chaîne électrique ELEC (les seuils des paramètres IBAT et CM dans l’exemple illustré) sont également convertis dans l’unité choisie, par exemple en puissance.
[0059] Au cours d’une étape 214, pour chaque régime avec une durée finie non nulle associée à la chaîne électrique ELEC, le calculateur CALC vérifie si la source de stockage électrique BAT est suffisamment chargée pour que la chaîne électrique ELEC puisse fournir le seuil en puissance de ce paramètre, pendant toute la durée associée. En particulier, pour évaluer la charge de la source de stockage électrique BAT, il est possible d’utiliser par exemple la mesure SOC_m de l’état de charge SOC de la source de stockage électrique BAT. Alternativement, une mesure d’un état d’énergie SOE (de l’anglais « State Of Energy ») pourrait être utilisé.
[0060] Par exemple pour le régime de décollage D et pour le courant IBAT, le calculateur CALC vérifie si : SOC > I BAT_D x T_PMDELEC, IBAT_D étant exprimé en puissance et T PMDELEC étant la durée maximum du régime de décollage D pour la chaîne électrique.
[0061] Si la source de stockage électrique BAT est suffisamment chargée, la marge du paramètre principal considéré est alors prise égale à sa marge intermédiaire.
Dans ce cas, par exemple, la marge AI BAT_D du paramètre IBAT est alors prise égale à la marge intermédiaire AI BAT_D’.
[0062] Sinon, la marge du paramètre principal considéré est prise inférieure à la marge intermédiaire.
[0063] Dans un premier exemple, la marge du paramètre est prise nulle. Dans ce cas, par exemple, si SOC < IBAT_D X T_PMDELEC, la marge AI BAT_D du paramètre I BAT est prise nulle.
[0064] Dans un deuxième exemple, si la source de stockage électrique BAT n’est pas suffisamment chargée, la marge du paramètre est prise égale à l’état de charge SOC divisé par la durée associée au régime pour la chaîne électrique ELEC. Dans ce cas, par exemple, si SOC < IBAT_D X T PM DELEC, la marge AI BAT_D du paramètre IBAT est prise égale à SOC/T_PMDELEC.
[0065] Au cours d’une étape 216, pour chaque régime avec une durée nulle associée, la marge du paramètre principal considéré est alors prise égale à sa marge intermédiaire. Dans ce cas, par exemple, la marge AI BAT_T du paramètre IBAT est alors prise égale à la marge intermédiaire AI BAT_T’.
[0066] Au cours d’une étape 218, lorsque plusieurs paramètres de la chaîne thermique TH sont utilisés, le calculateur CALC compare, pour chaque régime, les marges de ces paramètres pour sélectionner la plus petite. La marge sélectionnée est prise comme marge de la chaîne thermique TH.
[0067] Par exemple, la marge de la chaîne thermique TH est notée PMC pour le régime continu C, PMD1 pour le régime de décollage D et PMT1 pour le régime transitoire T. [0068] Au cours d’une étape 220, lorsque plusieurs paramètres de la chaîne électrique ELEC sont utilisés, le calculateur CALC compare, pour chaque régime, les marges de ces paramètres pour sélectionner la plus petite.
[0069] Par exemple, la marge de la chaîne électrique ELEC est notée APELEC_PMD pour le régime de décollage D et APELEC_PMT pour le régime transitoire T.
[0070] Au cours d’une étape 222, le calculateur CALC additionne, pour chaque régime, la plus petite marge pour la chaîne thermique TH avec la plus petite marge pour la chaîne électrique ELEC, cette addition formant une marge totale du système propulsif 102 pour le régime considéré.
[0071] Par exemple, la marge totale est notée ePMD pour le régime de décollage D et vaut : ePMD = PMD1 + APELEC_PMD. De façon similaire, la marge totale est notée ePMT pour le régime transitoire T et vaut : ePMT = PMT1 + APELEC_PMT
[0072] Au cours d’une étape 224, le calculateur CALC transmet, au dispositif d’affichage AF, la marge totale associée à chaque régime. En outre, le calculateur CALC peut transmettre, pour chaque régime, la marge pour la chaîne thermique TH seule (sans la chaîne électrique ELEC).
[0073] Ainsi, dans l’exemple illustré, le calculateur CALC transmet, pour le régime de décollage D, la marge ePMD et la marge PMD1 et, pour le régime transitoire T, la marge ePMT. Pour le régime continu C, le calculateur CALC transmet la marge PMC.
[0074] Au cours d’une étape 226, le dispositif d’affichage AF affiche les marges reçues. Il affiche également la puissance totale fournie par le système propulsif 102.
[0075] Par ailleurs, pendant le vol, le calculateur CALC est conçu pour que la puissance fournie par le système propulsif 102 soit en priorité attribué aux besoins de l’aéronef devant la recharge de la source de stockage électrique BAT (ex : puissance nécessaire aux rotors principal et anti-couple pour réaliser la manoeuvre commandée par le pilote). Lorsque la puissance fournie par la chaine thermique TH baisse, la recharge de la source de stockage électrique BAT est donc réduite pour assurer la disponibilité de puissance au pilote. Cette opération peut se faire de façon automatique de sorte que le pilote n’ait à s’occuper que du vol. Dans ce cas, il peut néanmoins être utile de fournir au pilote des informations synthétiques afin de l’aider à gérer la recharge de la source de stockage électrique BAT lorsque les conditions de vol le lui permettent (ex : en vol de croisière ou en descente à l’approche de l’atterrissage). [0076] Pour cela, au cours d’une étape 228, le calculateur CALC calcule une puissance maximale de recharge de la source de stockage électrique BAT, par exemple à partir de paramètres mesurés comme l’état de charge SOC de la source de stockage électrique BAT, la température TBAT de la source de stockage électrique BAT et la température atmosphérique T0. Cette puissance maximale de recharge est par exemple calculée par une fonction mathématique ou une table de valeurs dépendant des paramètres pertinents et enregistrés dans une mémoire accessible par le calculateur CALC. Cette limite peut être exprimée sous forme d’une puissance (en Watts), d’un courant électrique ou de toute autre grandeur ou unité de mesure choisie par le concepteur.
[0077] Au cours d’une étape 230, le calculateur CALC reçoit une mesure d’une puissance de recharge PR de la source de stockage électrique BAT.
[0078] Au cours d’une étape 232, le calculateur CALC calcule une différence entre la mesure de la puissance de recharge PR et la puissance maximale de recharge, cette différence formant une marge de puissance de recharge instantanée APR.
[0079] Au cours d’une étape 234, le calculateur CALC transmet la marge de puissance de recharge instantanée APR au dispositif d’affichage AF.
[0080] Au cours d’une étape 236, le dispositif d’affichage AF affiche la marge de puissance de recharge instantanée APR au pilote.
[0081] Au cours d’une étape 238, le calculateur CALC calcule une différence entre un état de charge cible SOC* et une mesure SOC_m de l’état de charge SOC, cette différence formant une énergie restant à recharger. L’état de charge SOC peut être mesuré à l’aide de mesures de paramètres de la source de stockage électrique BAT (par exemple, la tension à ses bornes et le courant IBAT) et d’un modèle mathématique de cette dernière.
[0082] Au cours d’une étape 240, le calculateur CALC calcule un profil de puissance maximum de recharge de la source de stockage électrique BAT jusqu’à l’état de charge cible SOC*. Ce profil peut être calculé à l’aide de mesures de paramètres de la source de stockage électrique BAT (par exemple, la tension à ses bornes et le courant IBAT) et d’un modèle mathématique de cette dernière.
[0083] Au cours d’une étape 242, le calculateur CALC reçoit une mesure de la puissance de recharge PR de la source de stockage électrique BAT. [0084] Au cours d’une étape 244, le calculateur CALC calcule un profil de puissance de recharge en sélectionnant pour chaque point le minimum entre le profil de puissance maximum de recharge et la puissance courante.
[0085] Au cours d’une étape 246, le calculateur CALC calcule un temps restant de recharge TR comme l’intégrale du rapport entre l’énergie restant à charger et le profil de puissance de recharge. En pratique, cette intégrale peut être calculée par le système de contrôle comme la somme des intervalles de la trajectoire de puissance discrétisée.
[0086] Au cours d’une étape 248, le calculateur CALC transmet le temps restant de recharge TR au dispositif d’affichage AF.
[0087] Au cours d’une étape 250, le dispositif d’affichage AF affiche le temps restant de recharge TR.
[0088] Par ailleurs, le turbomoteur TM présente une durée de vie (ou bien inversement, une vitesse d’endommagement) qui dépend de ses sollicitations en puissance. Cette durée de vie dépend principalement de la vitesse de rotation des ensembles tournants (par exemple, la vitesse NG du générateur de gaz, turbine libre : NTUN2), et de la température T4x.
[0089] Deux modes d’endommagement sont généralement pris en compte : la fatigue cyclique et le fluage.
[0090] Ainsi, le calculateur CALC comporte un compteur de fatigue cyclique FC et un compteur de fluage EF.
[0091] La fatigue cyclique est induite par le stress mécanique provoqué par l’accélération centrifuge subie par les ensembles en rotation (compresseur(s), turbine(s) HP, turbine(s) BP).
[0092] Le compteur de fatigue cyclique FC est ainsi conçu pour compter des cycles de variation de la vitesse NG au cours du temps. Ces cycles comportent généralement, pour chaque mission (c’est-à-dire période pendant laquelle l’aéronef est allumé), un cycle principal entre le démarrage (vitesse NG nulle) et la vitesse maximale de la mission, ainsi que des cycles partiels pendant la mission.
[0093] Par exemple, le compteur de fatigue cyclique FC est conçu pour calculer, à chaque pas de temps, un incrément dC_FC à partir d’une mesure NG_m de la vitesse NG à ce pas de temps et d’un historique des mesures de la vitesse NG, en mettant en œuvre une loi d’endommagement f1 prédéfinie : dC_FC = f1 (NG_m, mesures précédentes).
[0094] Le fluage caractérise la dilatation des pales de turbines du turbomoteur TM. Le fluage est causé par l’effet combiné de l’accélération centrifuge et de la température élevée auxquelles sont soumises les pièces en rotation. Il dépend donc de la puissance que le pilote demande au moteur et des conditions atmosphériques PO, T0.
[0095] Le compteur de fluage EF est ainsi conçu pour calculer, à chaque pas de temps, un incrément dC_EF à partir d’une mesure NG_m de la vitesse NG et d’une mesure T4x_m de la température T4x à ce pas de temps, en mettant en œuvre une loi d’endommagement f2 prédéfinie : dC_EF = f2(NG_m, T4x_m).
[0096] Lorsqu’un des compteurs FC, EF atteint un seuil prédéfini (noté C_FC_max pour le compteur de fatigue cyclique FC et C_EF_max pour le compteur de fluage EF), une maintenance du turbomoteur TM doit être effectuée.
[0097] Pour permettre au pilote de gérer son vol pour atteindre une durée de vie souhaitée, les étapes suivantes peuvent être mises en œuvre.
[0098] Au cours d’une étape 252, le dispositif de saisie SA reçoit la durée de vie cible DDV cible du système propulsif 102, et la transmet au calculateur CALC. La durée de vie cible DDV cible est par exemple saisie par le pilote et peut être ajustée par exemple avant chaque vol, en fonction d’un compromis entre le coût d’opération de l’aéronef et du service rendu sur la mission (charge embarquée et durée du vol).
[0099] Au cours d’une étape 254, le calculateur CALC reçoit la durée de vie cible DDV cible.
[0100] Au cours d’une étape 256, le calculateur CALC calcule, pour chaque compteur FC, EF, une vitesse d’incrémentation maximale du compteur FC, EF reste sous un seuil prédéfini pendant toute la durée de vie cible DDV cible.
[0101] Dans un premier exemple, la vitesse d’incrémentation maximale est calculée en considérant une usure linéaire sur toute la durée de vie cible DDV cible. Ainsi, la vitesse d’incrémentation maximale dC_FC_max du compteur de fatigue cyclique FC est donnée par : dC_FC_max = C_FC_max / DDV cible et la vitesse d’incrémentation maximale dC_EF_max du compteur de fluage EF est donnée par : dC_EF_max = C_EF_max / DDV_cible. Les vitesses d’incrémentation maximale sont donc constantes tant que la durée de vie cible DDV_cible n’est pas modifiée. [0102] Dans un deuxième exemple, chaque vitesse d’incrémentation maximale est calculée de façon « dynamique », en fonction de l’utilisation passée du turbomoteur TM. Ainsi, chaque vitesse d’incrémentation maximale est calculée en considérant une usure linéaire à partir de la situation courante, valeur courante du compteur FC, EF et partie écoulée DDV écoulée de la durée de vie cible DDV cible. La vitesse d’incrémentation maximale dC_FC_max du compteur de fatigue cyclique FC est donnée par : dC_FC_max = (C_FC_max - C_FC_courante) / DDV cible - DDV_écoulée) et la vitesse d’incrémentation maximale dC_EF_max du compteur de fluage EF est donnée par : dC_EF_max = (C_EF_max - C_EF_courante) / DDV cible - DDV écoulée). Il sera apprécié que DDV cible - DDV écoulée équivaut à la durée de vie restante, notée DDV.
[0103] De cette manière, si le turbomoteur est régulièrement sollicité à de fortes puissances en début de mission (par exemple : utilisation à une puissance proche de la puissance PMD au décollage et pendant la montée), la vitesse d’incrémentation maximale est adaptée à la baisse afin d’inciter le pilote à moins solliciter le turbomoteur TM sur le reste du vol.
[0104] Au cours d’une étape 258, le calculateur CALC calcule un seuil NGmax FC pour la vitesse NG à partir de la fonction f1 du compteur de fatigue cyclique FC et de vitesse d’incrémentation maximale du compteur de fatigue cyclique FC. Plus précisément, le seuil NGmax FC est calculé en appliquant la loi inverse d’endommagement fT1 à la vitesse d’incrémentation maximale dC_FC_max, en connaissance l’historique des mesures : NGmax FC = fT1(dC_FC_max).
[0105] Au cours d’une étape 260, le calculateur CALC calcule un seuil NGmax_EF pour la vitesse NG et un seuil T4xmax_EF pour la température T4xmax, à partir de la fonction f2 du compteur de fluage EF et de vitesse d’incrémentation maximale du compteur de fluage EF. Plus précisément, le seuil NGmax EF et le seuil T4xmax_EF sont calculés en appliquant la loi inverse d’endommagement f2-1 à la vitesse d’incrémentation maximale dC_FC_max : (NGmax EF, T4xmax_EF) = f2-1(dC_EF_max). Il sera apprécié que, la vitesse NG et la température T4x étant lié l’un à l’autre par le fonctionnement du turbomoteur TM, la loi inverse d’endommagement f2-1 donne une seule combinaison possible de NGmax EF, T4xmax_EF.
[0106] Au cours d’une étape 262, le calculateur CALC calcule, à partir des seuils NGmax_FC, NGmax_EF, T4xmax_EF et à l’aide d’un modèle du turbomoteur TM, une borne supérieure PEsup d’une grandeur de fonctionnement du turbomoteur TM, par exemple une puissance fournie par le turbomoteur TM.
[0107] Par exemple, le calculateur CALC calcule, comme borne supérieure PEsup, la puissance mécanique que le turbomoteur TM peut fournir sans dépasser ces seuils NGmax FC, NGmax EF, T4xmax_EF, en utilisant un modèle du turbomoteur TM.
[0108] Au cours d’une étape 264, le calculateur CALC calcule une borne inférieure PEinf en utilisant la loi d’endommagement en cycles partiels.
[0109] Par exemple, le calculateur CALC calcule, comme borne inférieure PEinf, la puissance mécanique que le turbomoteur TM peut fournir sans passer sous ce seuil NGmin FC, T4xmax_EF (en dehors d’un arrêt du turbomoteur TM), en utilisant un modèle du turbomoteur TM.
[0110] Au cours d’une étape 266, le calculateur CALC transmet au dispositif d’affichage AF une valeur courante de la puissance mécanique fournie par le système propulsif 102, la borne inférieure PEinf et la borne supérieure PEsup.
[0111] Au cours d’une étape 268, le dispositif d’affichage AF affiche la valeur courante de la puissance mécanique fournie, la borne inférieure PEinf et la borne supérieure PEsup.
[0112] En référence à la figure 3, un exemple d’affichage du dispositif d’affichage AF est illustré.
[0113] Dans cet exemple, la puissance fournie par le système est indiquée par une aiguille rotative 302.
[0114] Les marges PMC, PMD1 , ePMD, PMT 1 , ePMT sont indiquées comme marqueurs le long d’une course 304 de l’aiguille rotative 302, de même que la borne inférieure PEinf et la borne supérieure PEsup.
[0115] On notera par ailleurs que l’invention n’est pas limitée aux modes de réalisation décrits précédemment. Il apparaîtra en effet à l'homme de l'art que diverses modifications peuvent être apportées aux modes de réalisation décrits ci- dessus, à la lumière de l'enseignement qui vient de lui être divulgué.
[0116] Dans la présentation détaillée de l’invention qui est faite précédemment, les termes utilisés ne doivent pas être interprétés comme limitant l’invention aux modes de réalisation exposés dans la présente description, mais doivent être interprétés pour y inclure tous les équivalents dont la prévision est à la portée de l'homme de l'art en appliquant ses connaissances générales à la mise en oeuvre de l'enseignement qui vient de lui être divulgué.

Claims

Revendications
[1 ] Procédé (200) de surveillance d’un système propulsif (102) d’un aéronef (100), le système propulsif (102) comportant un turbomoteur (TM) et l’aéronef (100) comportant au moins un compteur (FC, EF) d’un endommagement du turbomoteur (TM) utilisant au moins un paramètre (NG, T4x) du turbomoteur (TM), le procédé (200) étant caractérisé en ce qu’il comporte : une réception (254) d’une durée de vie cible (DDV_cible) ; un calcul (256), pour chaque compteur (FC, EF), d’une vitesse d’incrémentation maximale (dC_FC_max, dC_EF_max) du compteur (FC, EF) pour que le compteur (FC, EF) reste sous un seuil prédéfini (C_FC_max, C_EF_max) pendant toute la durée de vie cible (DDV cible) ; un calcul (258, 260), pour chaque compteur (FC, EF) et pour chaque paramètre (NG, T4x) de ce compteur, d’un seuil (NGmax FC, NGmax EF, T4xmax_EF) tel que, tant que le paramètre (NG, T4x) ne dépasse pas le seuil (NGmax FC, NGmax EF, T4xmax_EF), la vitesse d’incrémentation (dC_FC, dC_EF) du compteur (FC, EF) reste inférieure à la vitesse d’incrémentation maximale (dC_FC_max, dC_EF_max) ; un calcul (262, 264), à partir du ou des seuils (NGmax FC, NGmax EF, T4xmax_EF), d’au moins une borne (PEinf, PEsup) d’une grandeur de fonctionnement du turbomoteur (TM) à ne pas dépasser pour que la vitesse d’incrémentation (dC_FC, dC_EF) du compteur (FC, EF) reste inférieure à la vitesse d’incrémentation maximale (dC_FC_max, dC_EF_max) ; et une transmission (266) à un dispositif d’affichage (AF) de l’aéronef (100) d’une valeur courante et de la borne (PEinf, PEsup) de la grandeur de fonctionnement.
[2] Procédé (200) selon la revendication 1 , dans lequel une borne inférieure (PEinf) et une borne supérieure (PEsup) de la grandeur de fonctionnement du turbomoteur (TM) sont calculées.
[3] Procédé (200) selon la revendication 1 ou 2, dans lequel l’aéronef comporte un compteur de fatigue cyclique utilisant une vitesse (NG) de rotation d’une pièce du turbomoteur (TM) et/ou un compteur de fluage utilisant une vitesse (NG) de rotation d’une pièce du turbomoteur (TM) et une température (T4x) de gaz au niveau d’une turbine du turbomoteur (TM).
[4] Procédé (200) selon l’une quelconque des revendications 1 à 3, dans lequel la vitesse d’incrémentation maximale est calculée par : dC_XX_max = C_XX_max / DDV cible, où dC_XX_max est la vitesse d’incrémentation maximale, C_XX_max est le seuil prédéfini du compteur et DDV cible est la durée de vie cible.
[5] Procédé (200) selon l’une quelconque des revendications 1 à 3, dans lequel la vitesse d’incrémentation maximale est calculée par : dC_XX_max = (C_XX_max - C_XX_courante) / DDV cible - DDV écoulée), où dC_XX_max est la vitesse d’incrémentation maximale, C_XX_max est le seuil prédéfini du compteur, C_XX_courante est la valeur courante du compteur, DDV cible est la durée de vie cible et DDV écoulée est la durée de vie déjà écoulée.
[6] Procédé (200) selon l’une quelconque des revendications 1 à 5, dans lequel chaque compteur (FC, EF) met en oeuvre une loi d’endommagement (f 1 , f2) donnant la vitesse d’incrémentation (dC_FC, dC_EF) à partir du ou des paramètres (NG, T4x) utilisés par ce compteur (FC, EF) et dans lequel le seuil (NGmax FC, NGmax EF, T44xmax_EF) de chaque paramètre (NG, T4x) utilisé par ce compteur (FC, EF) est calculé en appliquant la loi inverse d’endommagement (fT1, f2-1) à la vitesse d’incrémentation maximale (dC_FC_max, dC_EF_max).
[7] Programme d’ordinateur téléchargeable depuis un réseau de communication et/ou enregistré sur un support lisible par ordinateur, caractérisé en ce qu’il comprend des instructions pour l’exécution des étapes d’un procédé selon l’une quelconque des revendications 1 à 6, lorsque ledit programme est exécuté sur un ordinateur.
[8] Aéronef (100) comportant : un système propulsif (102) d’un aéronef (100), le système propulsif (102) comportant un turbomoteur (TM) ; au moins un compteur (FC, EF) d’un endommagement du turbomoteur (TM) utilisant au moins un paramètre (NG, T4x) du turbomoteur (TM) ; un dispositif d’affichage (AF) ; et un calculateur (CALC) conçu pour mettre en oeuvre un procédé (200) selon l’une quelconque des revendications 1 à 6.
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* Cited by examiner, † Cited by third party
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US3584507A (en) * 1970-03-06 1971-06-15 Avco Corp Engine usage indicator
WO2002103177A1 (fr) * 2001-06-18 2002-12-27 Hitachi, Ltd. Procede et systeme permettant de diagnostiquer un etat de turbine a gaz
US7822577B2 (en) * 2007-08-15 2010-10-26 General Electric Company Methods and systems to develop an experience-based probabilistic lifing process
EP2400466A1 (fr) * 2010-06-24 2011-12-28 MTU Aero Engines GmbH Procédé et système pour surveiller la durée de vie d'une pièce de moteur

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