EP4569208A1 - Procédé d'assistance à la propulsion par détection d'une défaillance d'un turbomoteur d'un aéronef - Google Patents

Procédé d'assistance à la propulsion par détection d'une défaillance d'un turbomoteur d'un aéronef

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Publication number
EP4569208A1
EP4569208A1 EP23757981.8A EP23757981A EP4569208A1 EP 4569208 A1 EP4569208 A1 EP 4569208A1 EP 23757981 A EP23757981 A EP 23757981A EP 4569208 A1 EP4569208 A1 EP 4569208A1
Authority
EP
European Patent Office
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turbine engine
mode
activation
aircraft
assistance
Prior art date
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Pending
Application number
EP23757981.8A
Other languages
German (de)
English (en)
Inventor
Sébastien Alexis Matthieu CARLES
Jean-Philippe Jacques Marin
Sophie HUMBERT
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Safran Helicopter Engines SAS
Original Assignee
Safran Helicopter Engines SAS
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Filing date
Publication date
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Pending legal-status Critical Current

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    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D19/00—Starting of machines or engines; Regulating, controlling, or safety means in connection therewith
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/006—Safety devices
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/02—Aircraft characterised by the type or position of power plants
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    • B64D27/33—Hybrid electric aircraft
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D31/00—Power plant control systems; Arrangement of power plant control systems in aircraft
    • 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
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    • 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
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
    • F05D2220/329—Application in turbines in gas turbines in helicopters
    • 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
    • F05D2270/00—Control
    • F05D2270/01—Purpose of the control system
    • F05D2270/13—Purpose of the control system to control two or more engines simultaneously

Definitions

  • TITLE Method of assisting propulsion by detecting a failure of an aircraft turbine engine
  • the present invention relates to the assistance of an aircraft turbomachine following the detection of a failure in said aircraft.
  • the present invention relates to helicopters with twin-engine architecture, one of the two engines of which can operate in a deactivated or energy saving mode, also called standby mode.
  • the invention applies to all aircraft comprising at least two engines.
  • a turbomachine and in particular a turbomachine of an aircraft, for example a turboshaft of a helicopter, must be started before it can provide thrust power or mechanical power to the rotor.
  • start-up includes heating the components of the turbomachine as well as rotating the turbine.
  • a turbine engine can sometimes be turned off due to the implementation of a particular flight mode, for example an energy saving mode, also called standby mode, the other turbine engine operating in nominal mode.
  • a particular flight mode for example an energy saving mode, also called standby mode, the other turbine engine operating in nominal mode.
  • the turbine engine In this standby mode, also detailed in document FR2967132A 1, the turbine engine remains rotating at a low speed while being driven by combustion gases or by an assistance device such as an electric machine.
  • the combustion chamber can be turned off. Alternatively, the combustion chamber is ignited while the turbine engine is or is not assisted in its rotation.
  • the present invention therefore aims to overcome the aforementioned drawbacks and to provide improved detection of failures of a turbine engine, as well as better management of the activation of an assistance motor when a failure is detected.
  • the subject of the present invention is a method of assisting propulsion by detecting a failure of a turbine engine of an aircraft operating in a nominal mode, the aircraft comprising a deactivated assistance motor.
  • nominal mode we mean the normal operating mode where the motor provides power.
  • the method comprises a step of comparing operating parameters of the turbine engine with the equivalent parameters of a model representative of a healthy turbine engine, a step of detecting a failure of the turbine engine by detecting an anomaly of at least one operating parameter of the turbine engine, a step of choice a mode of activating the assist motor as a function of the operating parameters of the turbine engine and/or flight parameters of the aircraft, and a step of activating the assist motor with the chosen activation mode .
  • the detection of failures on a turbine engine is not carried out in comparison with another active turbine engine but in comparison with an internal model representative of a healthy turbine engine.
  • the flight parameters of the aircraft include the flight altitude of the aircraft, the choice of the mode of activation of the assist motor being made according to the possibility of maintaining the flight altitude of the aircraft over the time necessary for activation of the assist motor.
  • the step of comparing the operating parameters of the turbine engine with the equivalent parameters of a model representative of a healthy turbine engine is carried out by a turbine engine computer storing the model representative of a healthy turbine engine.
  • the step of detecting a failure of the turbine engine includes measuring a significant difference between an operating parameter of the turbine engine and the equivalent parameter of the model representative of a healthy turbine engine.
  • the choice of activation mode of the assistance motor is made between a normal activation mode having a first activation duration, an accelerated activation mode having a second activation duration and a mode of activation.
  • rapid activation having a third activation duration, the first duration being longer than the second duration, and the second duration being longer than the third duration, the normal activation mode being favored over the accelerated activation mode, the accelerated activation mode is also favored over rapid activation mode.
  • the assistance engine is a second turbine engine.
  • the normal activation mode includes a thermal stabilization step at a predefined temperature of the assistance engine and is preferred when no failure of the turbine engine is detected and an on-board computer and/or a pilot of the The aircraft gives instructions to the assistance engine.
  • the operating parameters of the turbine engine or the detectable failures include the fuel flow, and/or the temperature and/or the rotation speed at the outlet of a high-pressure turbine of the turbine engine, and/or the pressure at the outlet of the turbine engine.
  • the assistance engine is a second turbine engine
  • the normal activation mode, the accelerated activation mode and the rapid activation mode include assistance of the second turbine engine by an electric machine of the aircraft, the normal activation mode comprising thermal stabilization at a predefined temperature of the second turbine engine and the implementation of a fuel flow law allowing an activation time of between 1 and 3 minutes, the mode of 'accelerated activation comprising the implementation of a fuel flow law allowing an activation time of between 10 seconds and 1 minute, and the rapid activation mode comprising the use of a specific starting system configured to put implements an assistance torque and a fuel flow law allowing an activation time of the second turbine engine of between 5 seconds and 15 seconds.
  • the disabled assistance motor corresponds to an operating mode of the assistance motor equivalent to a standby mode or to a mode intermediate between a standby mode and a nominal operating mode.
  • FIG 1 illustrates the steps of the process according to the invention
  • FIG 2 is a principle diagram of the different states of the assistance motor depending on the activation mode chosen for said assistance motor during the implementation of the method according to the invention.
  • the method according to the invention is implemented in an aircraft, for example a helicopter, comprising a turbine engine and an assist motor capable of supplying power to a main transmission box of the aircraft .
  • the assistance motor is for example an electric machine or a second turbine engine.
  • the present description will be made with reference to a second turboshaft engine, the turboshaft engine previously mentioned being considered as a first turboshaft engine.
  • the first and second turboshaft engines each comprise, for example, a compressor which raises the pressure of a gas entering the turboshafts, a combustion chamber which raises the temperature of the compressed gas, and an expansion turbine which also makes it possible to drive the compressor.
  • the first and second turboshaft engines are for example free turbine turboshaft engines, the expansion turbine being divided into a high pressure turbine, also called a gas generator turbine, and a power turbine also called a free turbine.
  • the method according to the invention is in particular implemented when the aircraft operates with a specific consumption mode such as an energy saving mode, in particular when one of the two turbine engines, for example the first turbine engine, operates in a nominal mode, in other words in an operating mode offering standard performance and allowing the aircraft to move in the atmosphere, and when the second turbine engine operates in a deactivated mode.
  • the term deactivated mode means a standby mode of the second turbine engine, or a consumption mode intermediate to the standby mode and the nominal mode of the second turbine engine.
  • the intermediate consumption mode is for example a mode of operation of the second turbine engine when the latter passes from its nominal mode to its standby mode, or from its standby mode to its nominal mode.
  • the standby mode is a consumption mode allowing the second turbine engine of the aircraft to have low fuel consumption, while allowing activation which can be rapid, for a situation where the aircraft would need both turbine engines or in the case where the first turbine engine fails.
  • a step 2 of comparing the operating parameters of the first turbine engine with the equivalent parameters of a model representative of a healthy turbine engine is first carried out.
  • the representative model of a healthy turbine engine is for example stored in a computer of the first turbine engine, said computer implementing step 2 of comparing the operating parameters.
  • a step 4 of detecting an anomaly of at least one of the operating parameters of the first turbine engine is then carried out.
  • This step 4 of detecting an anomaly comprises for example the measurement of a significant difference between an operating parameter of the first turbine engine and the equivalent parameter of the model representative of a healthy turbine engine.
  • significant deviation we mean a deviation whose value is predetermined for each operating parameter and symptomatic of a failure in the first turbine engine.
  • the detectable anomalies include anomalies concerning the fuel flow, and/or the temperature at the outlet of the high-pressure turbine and/or the rotation speed at the outlet of a high-pressure turbine of the turbine engine, and/or the pressure at the outlet of a compressor of the turbine engine, and/or the torque, and/or the extinction of a combustion chamber of the turbine engine, and/or a leak on a circuit oil, and/or a leak on a fuel circuit, and/or a detection of filings, and/or an inability to regulate the performance of the turbine engine, and/or an inconsistency between the power request and the power supplied, and /or a potential impact on the trajectory of the aircraft, for example detected via an anomaly in the rotation speed of the free turbine of the rotor, indicating an overspeed or an underspeed, via a variation in atmospheric pressure indicating a distance or bringing the aircraft closer to the ground, via a variation in the power demand, or via a variation in the power consumed by
  • a mode of activation of the second turbine engine as a function of the previously detected failure, and more broadly as a function of the operating parameters of the first turbine engine and/or the flight parameters of the aircraft, and/or the potential impact on the trajectory of the aircraft.
  • a step 8 of activating the second turbine engine is carried out according to said chosen activation mode.
  • a schematic diagram of the different states of the second turbine engine according to the activation mode chosen for the second turbine engine is shown schematically in Figure 2.
  • a nominal consumption mode 10 of the second turbine engine a standby mode 12, as well as an intermediate consumption mode 14 in standby mode 12 and in nominal mode 10.
  • Step 8 of activation of the second turbine engine according to the chosen activation mode applies to the second turbine engine in particular when the latter is in an operating mode such as standby mode 12 or intermediate consumption mode 14.
  • the chamber combustion can be extinguished, while the turbine of the gas generator is slightly rotated, for example using an electric machine.
  • the combustion chamber is ignited and the turbine of the gas generator includes or does not include rotational drive assistance.
  • step 8 it is possible to implement three different activation modes, the choice among these modes being made automatically by the computer of the second turbine engine or manually by a pilot of the aircraft.
  • the three activation modes can have a different impact on the aging of the second turbine engine.
  • a normal activation mode 16 having a first duration of the second turbine engine in the nominal mode of said second turbine engine when the aircraft and/or the first turbine engine and/or or the pilot checks a first condition C l.
  • This is the longest possible activation mode, in particular it allows the mechanical integrity of the second turbine engine to be preserved.
  • the first condition C l comprises the reception by the second turbine engine of an activation instruction issued by an on-board computer and/or by a pilot of the aircraft.
  • This normal activation mode 16 includes a thermal stabilization step at a predefined temperature of the second turbine engine.
  • this mode 16 includes a step of progressively increasing the power of the second turbine engine until the powers supplied between the first and second turbine engines are balanced.
  • Normal activation mode 16 further includes the implementation of a fuel flow law and torque optimization allowing an activation time of between 1 and 3 minutes.
  • This mode 16 thus makes it possible to gradually change the temperature of the components of the second turbine engine.
  • This normal activation mode 16 is the most commonly used activation mode since it is often a non-urgent activation mode. This is the mode with the least impact on the aging of the turbine engine and is therefore preferred.
  • the second type of possible activation is the implementation of an accelerated activation mode 18 having a second duration of the second turbine engine in the nominal mode of said second turbine engine, and this when the aircraft and/or the first turbine engine verifies a second condition C2.
  • the second condition C2 includes for example the detection of a failure on the first and/or the second turbine engine and/or on the rest of the aircraft, and more broadly of an anomaly reflecting a failure, for example the loss of redundancy of a sensor, excessive oil temperature, or loss of an aircraft power source.
  • the second condition C2 comprises the detection of flight conditions requiring operation in nominal mode 10 of the second turbine engine.
  • the measured atmospheric pressure is not compatible with the use of a single turbine engine in nominal mode, and it is therefore necessary to activate the second turbine engine.
  • the second condition C2 comprises the reception by the second turbine engine of an activation instruction issued by an on-board computer and/or a pilot of the aircraft.
  • the accelerated activation mode 18 is substantially similar to the normal activation mode 16, but includes the implementation of a fuel flow law allowing an activation time of between 10 seconds and one minute. This accelerated activation mode 18 is therefore shorter, in particular thanks to the absence of a thermal stabilization step and makes it possible to activate the second turbine engine quickly. This activation nevertheless implies a strong impact on the aging of the second turbine engine.
  • the third activation mode is the implementation of a rapid activation mode 20 having a third duration of the second turbine engine in the nominal mode 10 of said second turbine engine when the aircraft and/or the first turbine engine verifies a third condition C3 .
  • the third condition C3 also includes the detection of a failure, for example on the first turbine engine, or more broadly of an anomaly reflecting a failure generating a loss of power, for example an anomaly among the fuel flow values, and/or of the temperature and/or the rotation speed at the outlet of a high-pressure turbine of the first turbine engine, and/or the pressure at the outlet of a compressor of the turbine engine, and/or the torque, and/or the detection the extinction of a combustion chamber of the turbine engine, and/or a leak on an oil circuit, and/or a leak on a fuel circuit, and/or a detection of filings, and/or an inability to regulate the performance of the turbine engine, and/or an inconsistency between the power demand and the power supplied, and/or a potential impact on the trajectory of the aircraft.
  • anomalies generally require rapid activation of the second turbine engine because they can be symptomatic of a significant loss of power from the first turbine engine.
  • the third condition C3 includes the detection of flight conditions urgently requiring operation in nominal mode 10 of the second turbine engine, or includes reception by the second turbine engine with an activation instruction issued by an on-board computer and/or a pilot of the aircraft.
  • Quick activation mode 20 is different from the previous two activation modes.
  • the rapid activation mode 20 comprises the use of a specific starting system configured and dimensioned to implement a fuel flow law allowing an activation time of between 5 and 15 seconds, around 10 seconds .
  • Rapid activation mode 20 has a very significant impact on the aging of the second turbine engine and is only used in an emergency.
  • the normal activation mode 16 is favored over the accelerated activation mode 18, and the accelerated activation mode 18 is also favored over the rapid activation mode 20.
  • a activation with low impact on aging is preferred, although the first duration is longer than the second duration, and the second duration is longer than the third duration.
  • the second turbine engine comprises an electrical assistance machine and each of the normal activation, accelerated activation, or rapid activation modes includes a step of assisting the second turbine engine by the electrical assistance machine of the aircraft.
  • the electrical assistance machine participates in the rotational drive of the second turbine engine during its activation in order to accelerate said activation.
  • the flight parameters of the aircraft include the flight altitude of the aircraft, and the choice of the mode of activation of the assistance engine, in other words of the second turbine engine, is made according to the possibility of maintaining the flight altitude of the aircraft over the time necessary for activation of the second turbine engine.
  • the first, second and third conditions each include an additional condition for maintaining the flight altitude of the aircraft over the time necessary for activation of the second turbine engine.
  • an activation mode can be interrupted in favor of another activation mode when the conditions of the other activation mode are met.
  • the method is implemented continuously by a computer of the second turbine engine as long as the second turbine engine is not in its nominal operating mode 10.
  • the steps of comparing parameters 2 and detecting failures 4 only stop when the second turbine engine is in its nominal operating mode 10.

Landscapes

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Abstract

Ce procédé d'assistance à la propulsion par détection d'une défaillance d'un turbomoteur d'un aéronef fonctionnant dans un mode nominal, l'aéronef comprenant un moteur d'assistance désactivé, comprend une étape (2) de comparaison de paramètres de fonctionnement du turbomoteur avec les paramètres équivalent d'un modèle représentatif d'un turbomoteur sain, une étape (4) de détection d'une défaillance du turbomoteur par la détection d'une anomalie d'au moins un paramètre de fonctionnement du turbomoteur, une étape (6) de choix d'un mode d'activation du moteur d'assistance en fonction des paramètres de fonctionnement du turbomoteur et/ou de paramètres de vol de l 'aéronef, et une étape (8) d'activation du moteur d'assistance avec le mode d'activation choisi.

Description

DESCRIPTION
TITRE : Procédé d’assistance à la propulsion par détection d’une défaillance d’un turbomoteur d’un aéronef
Domaine technique
La présente invention concerne l’ assistance d’une turbomachine d’ aéronef suite à la détection d’une défaillance dans ledit aéronef.
En particulier, la présente invention concerne les hélicoptères à architecture bimoteurs dont l’un des deux moteurs peut fonctionner dans un mode désactivé ou d’ économie d’ énergie, également appelé mode de veille.
De manière générale, l’invention s’ applique à tous les aéronefs comprenant au moins deux moteurs.
Techniques antérieures
Une turbomachine, et notamment une turbomachine d’un aéronef, par exemple un turbomoteur d’un hélicoptère, doit être démarrée avant de pouvoir fournir une puissance de poussée ou une puissance mécanique au rotor. En particulier, le démarrage comprend la chauffe des composants de la turbomachine ainsi que la mise en rotation de la turbine.
Durant une phase de vol d’un aéronef comprenant une architecture à deux turbomoteurs, un turbomoteur peut parfois être éteint en raison de la mise en œuvre d’un mode de vol particulier, par exemple un mode d’ économie d’ énergie, aussi appelé mode de veille, l’ autre turbomoteur fonctionnant en mode nominal.
Dans ce mode veille, par ailleurs détaillé dans le document FR2967132A 1 , le turbomoteur reste en rotation à un faible régime en étant entrainé par des gaz de combustion ou par un dispositif d’ assistance tel qu’une machine électrique. Dans ce mode de veille, la chambre de combustion peut être éteinte. En variante, la chambre de combustion est allumée tandis que le turbomoteur est ou n’ est pas assisté dans sa rotation.
Pour sortir de ce mode de veille, notamment en cas de défaillance du turbomoteur fonctionnant en mode nominal, il est possible de redémarrer le turbomoteur à l’ aide d’un redémarrage conventionnel ou encore avec un redémarrage rapide. Le document FR3027058A 1 mentionne notamment qu’un redémarrage normal s’ effectue sur une durée de 10 secondes à 1 minute tandis qu’un redémarrage rapide s’ effectue sur une durée comprise entre 5 et 15 secondes.
Afin de détecter les défaillances ou les pannes dans un turbomoteur d’une architecture à deux turbomoteurs, il est d’usage de comparer les performances et les paramètres des deux turbomoteurs lorsque ces derniers fonctionnent de la même manière à un même régime.
Cependant, lorsque l’un des deux turbomoteurs est dans un mode de veille, il n’ est pas possible de détecter des défaillances par comparaison des deux turbomoteurs et la cohérence de leurs performances et de leurs paramètres de fonctionnement, le régime de rotation et la température du turbomoteur en veille étant inférieurs à ceux du turbomoteur en mode nominal.
Exposé de l’invention
La présente invention a donc pour but de pallier les inconvénients précités et de fournir une détection améliorée des défaillances d’un turbomoteur, ainsi qu’une meilleure gestion de l’ activation d’un moteur d’ assistance lorsqu’une défaillance est détectée.
La présente invention a pour objet un procédé d’ assistance à la propulsion par détection d’une défaillance d’un turbomoteur d’un aéronef fonctionnant dans un mode nominal, l’ aéronef comprenant un moteur d’ assistance désactivé. On entend par mode nominal le mode de fonctionnement normal où le moteur fournit de la puissance. Le procédé comprend une étape de comparaison de paramètres de fonctionnement du turbomoteur avec les paramètres équivalents d’un modèle représentatif d’un turbomoteur sain, une étape de détection d’une défaillance du turbomoteur par la détection d’une anomalie d’ au moins un paramètre de fonctionnement du turbomoteur, une étape de choix d’un mode d’ activation du moteur d’ assistance en fonction des paramètres de fonctionnement du turbomoteur et/ou de paramètres de vol de l'aéronef, et une étape d’ activation du moteur d’ assistance avec le mode d’ activation choisi.
Ainsi, la détection de défaillances sur un turbomoteur ne s’ effectue pas en comparaison d’un autre turbomoteur actif mais en comparaison avec un modèle interne représentatif d’un turbomoteur sain.
Dans un mode de mise en œuvre, les paramètres de vol de l’ aéronef comprennent l’ altitude de vol de l’ aéronef, le choix du mode d’ activation du moteur d’ assistance étant réalisé en fonction de la possibilité de maintenir l’ altitude de vol de l’ aéronef sur le temps nécessaire à l’ activation du moteur d’ assistance.
Avantageusement, l’ étape de comparaison de paramètres de fonctionnement du turbomoteur avec les paramètres équivalents d’un modèle représentatif d’un turbomoteur sain est effectuée par un calculateur du turbomoteur stockant le modèle représentatif d’un turbomoteur sain.
Dans un mode de mise en œuvre, l’ étape de détection d’une défaillance du turbomoteur comprend la mesure d’un écart significatif entre un paramètre de fonctionnement du turbomoteur et le paramètre équivalent du modèle représentatif d’un turbomoteur sain.
Avantageusement, le choix du mode d’ activation du moteur d’ assistance s’ effectue entre un mode d’ activation normale ayant une première durée d’ activation, un mode d’ activation accélérée ayant une deuxième durée d’ activation et un mode d’ activation rapide ayant une troisième durée d’ activation, la première durée étant plus longue que la deuxième durée, et la deuxième durée étant plus longue que la troisième durée, le mode d’ activation normale étant privilégié devant le mode d’ activation accélérée, le mode d’ activation accélérée étant également privilégié devant le mode d’ activation rapide.
Dans un mode particulier de mise en œuvre, le moteur d’ assistance est un deuxième turbomoteur. Avantageusement, le mode d’ activation normale comprend une étape de stabilisation thermique à une température prédéfinie du moteur d’ assistance et est privilégié lorsqu’ aucune défaillance du turbomoteur n’ est détectée et qu’un ordinateur de bord et/ou un pilote de l’ aéronef en donne la consigne au moteur d’ assistance.
Avantageusement, les paramètres de fonctionnement du turbomoteur ou les défaillances détectables comprennent le débit carburant, et/ou la température et/ou la vitesse de rotation en sortie d’une turbine haute-pression du turbomoteur, et/ou la pression en sortie d’un compresseur du turbomoteur, et/ou le couple, et/ou l’ extinction d’une chambre de combustion du turbomoteur, et/ou une fuite sur un circuit d’huile, et/ou une fuite sur un circuit carburant, et/ou une détection de limaille, et/ou une incapacité de régulation des performances du turbomoteur, et/ou une incohérence entre la demande de puissance et la puissance fournie, et/ou un impact potentiel sur la trajectoire de l’ aéronef.
Dans un mode de mise en œuvre, le moteur d’ assistance est un deuxième turbomoteur, et le mode d’ activation normale, le mode d’ activation accélérée et le mode d’ activation rapide comprennent l’ assistance du deuxième turbomoteur par une machine électrique de l’ aéronef, le mode d’ activation normale comprenant une stabilisation thermique à une température prédéfinie du deuxième turbomoteur et la mise en œuvre d’une loi de débit carburant permettant un temps d’ activation compris entre 1 et 3 minutes, le mode d’ activation accélérée comprenant la mise en œuvre d’une loi de débit carburant permettant un temps d’ activation compris entre 10 secondes et 1 minute, et le mode d’ activation rapide comprenant l’utilisation d’un système de démarrage spécifique configuré pour mettre en œuvre un couple d’ assistance et une loi de débit carburant permettant un temps d’ activation du deuxième turbomoteur compris entre 5 secondes et 15 secondes.
Dans un mode particulier de mise en œuvre, le moteur d’ assistance désactivé correspond à un mode de fonctionnement du moteur d’ assistance équivalent à un mode de veille ou à un mode intermédiaire entre un mode de veille et un mode nominal de fonctionnement.
Brève description des dessins
D’ autres buts, caractéristiques et avantages de l’ invention apparaîtront à la lecture de la description suivante, donnée uniquement à titre d’ exemple non limitatif, et faite en référence aux dessins annexés sur lesquels :
[Fig 1 ] illustre les étapes du procédé selon l’ invention ;
[Fig 2] est un diagramme de principe des différents états du moteur d’ assistance en fonction du mode d’ activation choisi pour ledit moteur d’ assistance durant la mise en œuvre du procédé selon l’ invention.
Exposé détaillé d’au moins un mode de réalisation
Dans un mode de mise en œuvre, le procédé selon l’ invention est mis en œuvre dans un aéronef, par exemple un hélicoptère, comprenant un turbomoteur et un moteur d’ assistance pouvant fournir une puissance à une boite de transmission principale de l’ aéronef.
Le moteur d’ assistance est par exemple une machine électrique ou un deuxième turbomoteur. La présente description sera faite en référence à un deuxième turbomoteur, le turbomoteur précédemment évoqué étant considéré comme un premier turbomoteur.
Les premier et deuxième turbomoteurs comprennent par exemple chacun un compresseur qui élève la pression d’un gaz en entrée des turbomoteurs, une chambre de combustion qui élève la température du gaz comprimé, et une turbine de détente qui permet également d’ entrainer le compresseur.
En particulier, les premier et deuxième turbomoteurs sont par exemple des turbomoteurs à turbine libre, la turbine de détente étant divisé en une turbine haute pression, aussi appelée turbine du générateur de gaz, et une turbine de puissance aussi appelée turbine libre. Le procédé selon l’ invention est en particulier mis en œuvre lorsque l’ aéronef fonctionne avec un mode de consommation spécifique tel qu’un mode économie d’énergie, notamment lorsque l’un des deux turbomoteurs, par exemple le premier turbomoteur, fonctionne dans un mode nominal, autrement dit dans un mode de fonctionnement offrant des performances standards et permettant à l’ aéronef de se mouvoir dans l’ atmosphère, et lorsque le deuxième turbomoteur fonctionne dans un mode désactivé. En particulier, on entend par mode désactivé un mode de veille du deuxième turbomoteur, ou un mode de consommation intermédiaire au mode de veille et au mode nominal du deuxième turbomoteur.
Le mode de consommation intermédiaire est par exemple un mode de fonctionnement du deuxième turbomoteur lorsque ce dernier passe de son mode nominal à son mode de veille, ou de son mode de veille à son mode nominal.
Le mode de veille est un mode de consommation permettant au deuxième turbomoteur de l’ aéronef d’ avoir une consommation de carburant faible, tout en permettant une activation pouvant être rapide, pour une situation où l’ aéronef aurait besoin des deux turbomoteurs ou dans le cas où le premier turbomoteur aurait une défaillance.
On a représenté schématiquement sur la figure 1 les différentes étapes du procédé d’ assistance à la propulsion par détection d’une défaillance d’un turbomoteur d’un aéronef.
Dans la mise en œuvre de ce procédé, on effectue en premier lieu une étape 2 de comparaison de paramètres de fonctionnement du premier turbomoteur avec les paramètres équivalents d’un modèle représentatif d’un turbomoteur sain.
Le modèle représentatif d’un turbomoteur sain est par exemple stocké dans un calculateur du premier turbomoteur, ledit calculateur mettant en œuvre l’ étape 2 de comparaison des paramètres de fonctionnement.
On effectue ensuite une étape 4 de détection d’une anomalie d’ au moins un des paramètres de fonctionnement du premier turbomoteur. Cette étape 4 de détection d’une anomalie comprend par exemple la mesure d’un écart significatif entre un paramètre de fonctionnement du premier turbomoteur et le paramètre équivalent du modèle représentatif d’un turbomoteur sain. On entend par écart significatif un écart dont la valeur est prédéterminée pour chaque paramètre de fonctionnement et symptomatique d’une défaillance dans le premier turbomoteur.
En particulier, les paramètres de fonctionnement du premier turbomoteur et plus largement, les anomalies détectables comprennent les anomalies concernant le débit carburant, et/ou la température en sortie de la turbine haute-pression et/ou la vitesse de rotation en sortie d’une turbine haute-pression du turbomoteur, et/ou la pression en sortie d’un compresseur du turbomoteur, et/ou le couple, et/ou l’ extinction d’une chambre de combustion du turbomoteur, et/ou une fuite sur un circuit d’huile, et/ou une fuite sur un circuit carburant, et/ou une détection de limaille, et/ou une incapacité de régulation des performances du turbomoteur, et/ou une incohérence entre la demande de puissance et la puissance fournie, et/ou un impact potentiel sur la trajectoire de l’ aéronef, par exemple détecté via une anomalie dans la vitesse de rotation de la turbine libre du rotor, indiquant un surrégime ou un sous-régime, via une variation de la pression atmosphérique indiquant un éloignement ou un rapprochement de l’ aéronef par rapport au sol, via une variation de la demande de puissance, ou via une variation de la puissance consommée par le moteur.
On effectue ensuite une étape 6 de choix d’un mode d’ activation du deuxième turbomoteur en fonction de la défaillance précédemment détectée, et plus largement en fonction des paramètres de fonctionnement du premier turbomoteur et/ou des paramètres de vol de l’ aéronef, et/ou de l’ impact potentiel sur la trajectoire de l’ aéronef.
Enfin, une fois le mode d’ activation choisi, on effectue une étape 8 d’ activation du deuxième turbomoteur selon ledit mode d’ activation choisi. On a représenté schématiquement sur la figure 2 un diagramme de principe des différents états du deuxième turbomoteur selon le mode d’ activation choisi pour le deuxième turbomoteur.
On a notamment représenté sur la figure 2 un mode nominal 10 de consommation du deuxième turbomoteur, un mode de veille 12, ainsi qu’un mode de consommation intermédiaire 14 au mode de veille 12 et au mode nominal 10. L’ étape 8 d’ activation du deuxième turbomoteur selon le mode d’ activation choisi s’ applique au deuxième turbomoteur en particulier lorsque ce dernier est dans un mode de fonctionnement tel que le mode de veille 12 ou le mode de consommation intermédiaire 14. Dans ces derniers modes, la chambre de combustion peut être éteinte, tandis que la turbine du générateur de gaz est faiblement entrainée en rotation, par exemple à l’ aide d’une machine électrique. En variante, la chambre de combustion est allumée et la turbine du générateur de gaz comprend ou ne comprend pas d’ assistance d’ entrainement en rotation.
Lors de l’ étape 8, il est possible de mettre en œuvre trois modes d’ activation différents, le choix parmi ces modes étant effectué automatiquement par le calculateur du deuxième turbomoteur ou manuellement par un pilote de l’ aéronef.
En particulier, les trois modes d’ activation peuvent impacter différemment le vieillissement du deuxième turbomoteur.
Parmi les trois modes possibles, on peut effectuer une étape de mise en œuvre d’un mode d’ activation normale 16 ayant une première durée du deuxième turbomoteur dans le mode nominal dudit deuxième turbomoteur lorsque l’ aéronef et/ou le premier turbomoteur et/ou le pilote vérifie une première condition C l . Il s’ agit du mode d’ activation le plus long possible, il permet en particulier de préserver l’intégrité mécanique du deuxième turbomoteur.
Dans un mode de mise en œuvre, la première condition C l comprend la réception par le deuxième turbomoteur d’une consigne d’ activation émise par un ordinateur de bord et/ou par un pilote de l’ aéronef. Ce mode d’ activation normale 16 comprend une étape de stabilisation thermique à une température prédéfinie du deuxième turbomoteur. En variante, ce mode 16 comprend une étape de mise en puissance progressive du deuxième turbomoteur jusqu’ à équilibre des puissances fournies entre les premier et deuxième turbomoteurs.
Le mode d’ activation normale 16 comprend en outre la mise en œuvre d’une loi de débit carburant et d’une optimisation du couple permettant un temps de d’ activation compris entre 1 et 3 minutes.
Ce mode 16 permet ainsi de faire évoluer progressivement la température des composants du deuxième turbomoteur.
Ce mode d’ activation normale 16 est le mode d’ activation le plus couramment utilisé puisqu’ il s’ agit d’une d’ activation souvent non urgente. Il s’ agit du mode impactant le moins le vieillissement du turbomoteur et il est de ce fait privilégié.
Le deuxième type d’ activation possible est la mise en œuvre d’un mode d’ activation accélérée 18 ayant une deuxième durée du deuxième turbomoteur dans le mode nominal dudit deuxième turbomoteur, et ce lorsque l’ aéronef et/ou le premier turbomoteur vérifie une deuxième condition C2.
La deuxième condition C2 comprend par exemple la détection d’une panne sur le premier et/ou le deuxième turbomoteur et/ou sur le reste de l’ aéronef, et plus largement d’une anomalie traduisant une défaillance, par exemple la perte de redondance d’un capteur, une température d’huile excessive, ou la perte d’une source d’ énergie de l’ aéronef.
En variante, la deuxième condition C2 comprend la détection de conditions de vol nécessitant un fonctionnement en mode nominal 10 du deuxième turbomoteur. Par exemple, la pression atmosphérique mesurée n’ est pas compatible avec l’usage d’un seul turbomoteur en mode nominal, et il est donc nécessaire d’ activer le deuxième turbomoteur. En variante, la deuxième condition C2 comprend la réception par le deuxième turbomoteur d’une consigne d’ activation émise par un ordinateur de bord et/ou un pilote de l’ aéronef. Le mode d’ activation accélérée 18 est sensiblement analogue au mode d’ activation normale 16, mais comprend la mise en œuvre d’une loi de débit carburant permettant un temps d’ activation compris entre 10 secondes et une minute. Ce mode d’ activation accélérée 18 est donc plus court, notamment grâce à l’ absence d’ étape de stabilisation thermique et permet d’ activer le deuxième turbomoteur rapidement. Cette activation implique néanmoins un fort impact sur le vieillissement du deuxième turbomoteur.
Le troisième mode d’ activation est la mise en œuvre d’un mode d’ activation rapide 20 ayant une troisième durée du deuxième turbomoteur dans le mode nominal 10 dudit deuxième turbomoteur lorsque l’ aéronef et/ou le premier turbomoteur vérifie une troisième condition C3.
La troisième condition C3 comprend également la détection d’une panne, par exemple sur le premier turbomoteur, ou plus largement d’une anomalie traduisant une défaillance générant une perte de puissance, par exemple une anomalie parmi les valeurs de débit carburant, et/ou de la température et/ou de la vitesse de rotation en sortie d’une turbine haute-pression du premier turbomoteur, et/ou de la pression en sortie d’un compresseur du turbomoteur, et/ou du couple, et/ou la détection de l’ extinction d’une chambre de combustion du turbomoteur, et/ou d’une fuite sur un circuit d’huile, et/ou d’ une fuite sur un circuit carburant, et/ou une détection de limaille, et/ou d’une incapacité de régulation des performances du turbomoteur, et/ou d’une incohérence entre la demande de puissance et la puissance fournie, et/ou un impact potentiel sur la trajectoire de l’ aéronef. Ces anomalies nécessitent généralement une activation rapide du deuxième turbomoteur car elles peuvent être symptomatiques d’une perte importante de puissance du premier turbomoteur.
En variante, la troisième condition C3 comprend la détection de conditions de vol nécessitant d’urgence un fonctionnement en mode nominal 10 du deuxième turbomoteur, ou comprend la réception par le deuxième turbomoteur d’une consigne d’ activation émise par un ordinateur de bord et/ou un pilote de l’ aéronef.
Le mode d’ activation rapide 20 est différent des deux modes d’ activation précédent. En particulier, le mode d’ activation rapide 20 comprend l’utilisation d’un système de démarrage spécifique configuré et dimensionné pour mettre en œuvre une loi de débit carburant permettant un temps d’ activation compris entre 5 et 15 secondes, autour de 10 secondes.
Le mode d’ activation rapide 20 est toutefois très impactant sur le vieillissement du deuxième turbomoteur et n’est utilisé qu’ en cas d’urgence.
Parmi les trois modes d’ activation, le mode d’ activation normale 16 est privilégié devant le mode d’ activation accélérée 18, et le mode d’ activation accélérée 18 est également privilégié devant le mode d’ activation rapide 20. En effet, une activation à faible impact sur le vieillissement est privilégiée, bien que la première durée soit plus longue que la deuxième durée, et que la deuxième durée soit plus longue que la troisième durée.
Optionnellement, le deuxième turbomoteur comprend une machine électrique d’ assistance et chacun des modes d’ activation normale, d’ activation accélérée, ou d’ activation rapide comprend une étape d’ assistance du deuxième turbomoteur par la machine électrique d’ assistance de l’ aéronef.
Autrement dit, la machine électrique d’ assistance participe à l’ entrainement en rotation du deuxième turbomoteur lors de son activation afin d’ accélérer ladite activation.
Avantageusement, les paramètres de vol de l’ aéronef comprennent l’ altitude de vol de l’ aéronef, et le choix du mode d’ activation du moteur d’ assistance, autrement dit du deuxième turbomoteur est réalisé en fonction de la possibilité de maintien de l’ altitude de vol de l’ aéronef sur le temps nécessaire à l’ activation du deuxième turbomoteur. Ainsi, les première, deuxième et troisième conditions comprennent chacune une condition supplémentaire de maintien de l’ altitude de vol de l’ aéronef sur le temps nécessaire à l’ activation du deuxième turbomoteur. En effet, bien que le mode d’ activation normale 16 soit privilégié car n’impactant que peu le vieillissement du deuxième turbomoteur, si celui-ci ne permet pas de garantir le maintien de l’ altitude de vol de l’ aéronef, un mode d’ activation plus rapide sera privilégié. Le même raisonnement s’ applique au mode d’ activation accélérée 18.
De plus, un mode d’ activation peut être interrompu au profit d’un autre mode d’ activation lorsque les conditions de l’ autre mode d’ activation sont réunies.
Par exemple, lorsqu’un mode d’ activation normale 16 est en cours, mais qu’une défaillance importante est détectée, on effectue la mise en œuvre d’un mode d’ activation rapide 20. Cependant, si le système de démarrage spécifique a une défaillance 22, on effectue finalement la mise en œuvre d’un mode d’ activation accélérée 18.
Dans un mode de mise en œuvre, le procédé est mis en œuvre en continu par un calculateur du deuxième turbomoteur tant que le deuxième turbomoteur n’ est pas dans son mode nominal 10 de fonctionnement. Ainsi, les étapes de comparaison des paramètres 2 et de détection de défaillances 4 ne s’ arrêtent que lorsque le deuxième turbomoteur est dans son mode nominal 10 de fonctionnement.

Claims

REVENDICATIONS
1. Procédé d’ assistance à la propulsion par détection d’une défaillance d’un turbomoteur d’un aéronef fonctionnant dans un mode nominal, l’ aéronef comprenant un moteur d’ assistance désactivé, caractérisé en ce qu’il comprend une étape (2) de comparaison de paramètres de fonctionnement du turbomoteur avec les paramètres équivalents d’un modèle représentatif d’un turbomoteur sain, une étape (4) de détection d’une défaillance du turbomoteur par la détection d’une anomalie d’ au moins un paramètre de fonctionnement du turbomoteur, une étape (6) de choix d’un mode d’ activation du moteur d’ assistance en fonction des paramètres de fonctionnement du turbomoteur et/ou de paramètres de vol de l'aéronef, et une étape (8) d’ activation du moteur d’ assistance avec le mode d’ activation choisi.
2. Procédé selon la revendication 1 , dans lequel les paramètres de vol de l’ aéronef comprennent l’ altitude de vol de l’ aéronef, le choix du mode d’ activation du moteur d’ assistance étant réalisé en fonction de la possibilité de maintenir l’ altitude de vol de l’ aéronef sur le temps nécessaire à l’ activation du moteur d’ assistance.
3. Procédé selon l’une des revendications 1 et 2, dans lequel l’ étape (2) de comparaison de paramètres de fonctionnement du turbomoteur avec les paramètres équivalents d’un modèle représentatif d’un turbomoteur sain est effectuée par un calculateur du turbomoteur stockant le modèle représentatif d’un turbomoteur sain.
4. Procédé selon l’une quelconque des revendications 1 à 3, dans lequel l’ étape (4) de détection d’une défaillance du turbomoteur comprend la mesure d’un écart significatif entre un paramètre de fonctionnement du turbomoteur et le paramètre équivalent du modèle représentatif d’un turbomoteur sain.
5. Procédé selon l’une quelconque des revendications 1 à 4, dans lequel le choix du mode d’ activation du moteur d’ assistance s’ effectue entre un mode d’ activation normale ( 16) ayant une première durée d’ activation, un mode d’ activation accélérée ( 18) ayant une deuxième durée d’ activation et un mode d’ activation rapide (20) ayant une troisième durée d’ activation, la première durée étant plus longue que la deuxième durée, et la deuxième durée étant plus longue que la troisième durée, le mode d’ activation normale ( 16) étant privilégié devant le mode d’ activation accélérée ( 18) , le mode d’ activation accélérée ( 18) étant également privilégié devant le mode d’ activation rapide (20).
6. Procédé selon l’une quelconque des revendications 1 à 5, dans lequel le moteur d’ assistance est un deuxième turbomoteur.
7. Procédé selon les revendications 5 et 6, dans lequel le mode d’ activation normale ( 16) comprend une étape de stabilisation thermique à une température prédéfinie du moteur d’ assistance et est privilégié lorsqu’ aucune défaillance du turbomoteur n’ est détectée et qu’un ordinateur de bord et/ou un pilote de l’ aéronef en donne la consigne au moteur d’ assistance.
8. Procédé selon l’une quelconque des revendications 1 et 7, dans lequel les paramètres de fonctionnement du turbomoteur ou les défaillances détectables comprennent le débit carburant, et/ou la température et/ou la vitesse de rotation en sortie d’une turbine haute- pression du turbomoteur, et/ou la pression en sortie d’un compresseur du turbomoteur, et/ou le couple, et/ou l’ extinction d’une chambre de combustion du turbomoteur, et/ou une fuite sur un circuit d’huile, et/ou une fuite sur un circuit carburant, et/ou une détection de limaille, et/ou une incapacité de régulation des performances du turbomoteur, et/ou une incohérence entre la demande de puissance et la puissance fournie, et/ou un impact potentiel sur la trajectoire de l’ aéronef.
9. Procédé selon l’une quelconque des revendications 5 à 8, dans lequel le moteur d’ assistance est un deuxième turbomoteur, et dans lequel le mode d’ activation normale ( 16), le mode d’ activation accélérée ( 18) et le mode d’ activation rapide (20) comprennent l’ assistance du deuxième turbomoteur par une machine électrique de l’ aéronef, le mode d’ activation normale ( 16) comprenant une stabilisation thermique à une température prédéfinie du deuxième turbomoteur et la mise en œuvre d’une loi de débit carburant permettant un temps d’ activation compris entre 1 et 3 minutes, le mode d’ activation accélérée ( 18) comprenant la mise en œuvre d’une loi de débit carburant permettant un temps d’ activation compris entre 10 secondes et 1 minute, et le mode d’ activation rapide (20) comprenant l’utilisation d’un système de démarrage spécifique configuré pour mettre en œuvre un couple d’ assistance et une loi de débit carburant permettant un temps d’ activation du deuxième turbomoteur compris entre 5 secondes et 15 secondes.
10. Procédé selon l’une quelconque des revendications 1 à 9, dans lequel le moteur d’ assistance désactivé correspond à un mode de fonctionnement du moteur d’ assistance équivalent à un mode de veille ou à un mode intermédiaire entre un mode de veille et un mode nominal de fonctionnement.
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* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2967132B1 (fr) 2010-11-04 2012-11-09 Turbomeca Procede d'optimisation de la consommation specifique d'un helicoptere bimoteur et architecture bimoteur dissymetrique a systeme de regulation pour sa mise en oeuvre
US9267438B2 (en) * 2011-10-11 2016-02-23 Pratt & Whitney Canada Corp. Starting of aircraft engine
EP2815966A1 (fr) * 2013-06-20 2014-12-24 AIRBUS HELICOPTERS DEUTSCHLAND GmbH Aéronef à voilure tournante avec un système de propulsion
FR3027058B1 (fr) 2014-10-13 2016-11-04 Turbomeca Architecture d'un systeme propulsif d'un helicoptere comprenant un turbomoteur hybride et un systeme de reactivation de ce turbomoteur hybride
US10760484B2 (en) * 2016-09-16 2020-09-01 Pratt & Whitney Canada Corp. Multi-engine aircraft power plant with heat recuperation
US11299286B2 (en) * 2019-05-15 2022-04-12 Pratt & Whitney Canada Corp. System and method for operating a multi-engine aircraft

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