EP4594760A1 - Dispositif de mesure de la vitesse de rotation d'une helice d'aeronef - Google Patents

Dispositif de mesure de la vitesse de rotation d'une helice d'aeronef

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Publication number
EP4594760A1
EP4594760A1 EP23799000.7A EP23799000A EP4594760A1 EP 4594760 A1 EP4594760 A1 EP 4594760A1 EP 23799000 A EP23799000 A EP 23799000A EP 4594760 A1 EP4594760 A1 EP 4594760A1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
propeller
aircraft
speed sensor
optical
targets
Prior art date
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Pending
Application number
EP23799000.7A
Other languages
German (de)
English (en)
Inventor
Thomas Klonowski
Camel SERGHINE
Thomas DROUIN
Jérôme IRIGOYEN
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
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Filing date
Publication date
Application filed by Safran Helicopter Engines SAS filed Critical Safran Helicopter Engines SAS
Publication of EP4594760A1 publication Critical patent/EP4594760A1/fr
Pending legal-status Critical Current

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    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C11/00—Propellers, e.g. of ducted type; Features common to propellers and rotors for rotorcraft
    • B64C11/46—Arrangements of, or constructional features peculiar to, multiple propellers
    • B64C11/50—Phase synchronisation between multiple propellers
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D31/00—Power plant control systems; Arrangement of power plant control systems in aircraft
    • B64D31/02—Initiating means
    • B64D31/06—Initiating means actuated automatically
    • B64D31/12—Initiating means actuated automatically for equalising or synchronising power plants
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D35/00—Transmitting power from power plants to propellers or rotors; Arrangements of transmissions
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D45/00—Aircraft indicators or protectors not otherwise provided for
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64F—GROUND OR AIRCRAFT-CARRIER-DECK INSTALLATIONS SPECIALLY ADAPTED FOR USE IN CONNECTION WITH AIRCRAFT; DESIGNING, MANUFACTURING, ASSEMBLING, CLEANING, MAINTAINING OR REPAIRING AIRCRAFT, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; HANDLING, TRANSPORTING, TESTING OR INSPECTING AIRCRAFT COMPONENTS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B64F5/00—Designing, manufacturing, assembling, cleaning, maintaining or repairing aircraft, not otherwise provided for; Handling, transporting, testing or inspecting aircraft components, not otherwise provided for
    • B64F5/60—Testing or inspecting aircraft components or systems
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01P—MEASURING LINEAR OR ANGULAR SPEED, ACCELERATION, DECELERATION, OR SHOCK; INDICATING PRESENCE, ABSENCE, OR DIRECTION, OF MOVEMENT
    • G01P3/00—Measuring linear or angular speed; Measuring differences of linear or angular speeds
    • G01P3/42—Devices characterised by the use of electric or magnetic means
    • G01P3/44—Devices characterised by the use of electric or magnetic means for measuring angular speed
    • G01P3/48—Devices characterised by the use of electric or magnetic means for measuring angular speed by measuring frequency of generated current or voltage
    • G01P3/481—Devices characterised by the use of electric or magnetic means for measuring angular speed by measuring frequency of generated current or voltage of pulse signals
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
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    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/02—Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/30—Aircraft characterised by electric power plants
    • B64D27/31—Aircraft characterised by electric power plants within, or attached to, wings
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
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    • B64D27/02—Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/30—Aircraft characterised by electric power plants
    • B64D27/34—All-electric aircraft

Definitions

  • the present invention relates to the general field of phase synchronization between the propellers of an aircraft, and more particularly to the measurement of the rotation speed of these propellers to allow such synchronization.
  • climate change is a major concern for many legislative and regulatory bodies around the world. Indeed, various restrictions on carbon emissions have been, are or will be adopted by various states. In particular, an ambitious standard applies both to new types of aircraft but also to those currently in circulation requiring the implementation of technological solutions in order to make them comply with current regulations. Civil aviation has been mobilizing for several years now to make a contribution to the fight against climate change.
  • phase synchronization (“synchrophasing”) of the aircraft propellers is planned to reduce the noise felt inside. of the aircraft.
  • the aim is to ensure that the sound signature of these new electric turboprop aircraft does not exceed that of aircraft already on the market.
  • this typically involves achieving, by phase synchronization between the propellers, a noise reduction compared to current thermal turboprop engines of around 25 dB for a usual sound level felt inside the aircraft which can range from 85 dB to 100 dB.
  • the phase synchronization between the propellers comprises a measurement of the rotation speed of the propellers of the aircraft, then making it possible to synchronize the speed and the angle of rotation of these propellers.
  • This measurement is usually carried out using inductive or Hall effect sensors.
  • inductive or Hall effect sensors Inductive or Hall effect sensors.
  • the sensors usually used have too low an electromagnetic susceptibility, which degrades the precision of their measurements.
  • the invention is the result of technological research aimed at very significantly improving the performance of aircraft, and in this sense, contributes to reducing the environmental impact of aircraft.
  • the invention relates to a device for measuring the rotational speed of an aircraft propeller comprising:
  • the optical speed sensor being configured to detect the target.
  • the optical fiber is completely immune to electromagnetic disturbances, as is the optical speed sensor. This makes it possible to have a device for measuring the rotational speed of a propeller that is completely insensitive to its electromagnetic environment, in particular to disturbances linked to electrical cables or converters using power electronics. Thanks to this propeller speed measurement, the aircraft control system will be able to accurately and consistently check whether the propeller has the same speed as the other propellers.
  • the optical speed sensor is fixed on a fixed part of a motor operating said propeller.
  • optical speed sensor It is for example fixed on the fixed structure supporting the engine. This allows the optical speed sensor to be less subject to propeller and engine vibration.
  • the optical fiber is placed along a wing of the aircraft comprising said propeller.
  • the optical fiber can also run along the trailing edge of the wing. This allows the optical fiber to be routed in an unobstructed area of the wing. Furthermore, by passing through the trailing edge, the optical fiber then being sufficiently far from the power supply cables which can undergo significant self-heating, it is then possible to dispense with the thermal protection layer.
  • the target is placed on a shaft of the motor operating said propeller or on a shaft carrying said propeller
  • the optical speed sensor is placed on a radial axis, perpendicular to the axis of rotation of the motor shaft or the shaft carrying said propeller.
  • the target is placed on a flange fixed to the shaft of the motor operating said propeller or to the shaft carrying said propeller, and the optical speed sensor is facing the flange according to a direction parallel to the axis of rotation of the motor shaft or the shaft carrying said propeller.
  • the target is a shape and/or a color contrast and/or a hole.
  • the target can for example be a particular shape appearing on the motor shaft, the shaft carrying the propeller or the flange fixed to one of these two shafts.
  • the shaft or the flange may be serrated and the target may be formed by a tooth or a hollow between two teeth or by a hole present on the shaft or the flange.
  • the target can also be a colored spot or one contrasting with the background color present on a tree or the flask, the colored spot being able, for example, to be formed by a white paint and/or a reflective paint.
  • the target can also be formed by a colored mark or shape, which will improve its detection by the optical sensor. It can for example be formed by a white painted tooth present on the motor shaft, or the shaft carrying the propeller or even the flange, the shafts and the flange being in this case dark in color.
  • the device comprises a plurality of targets and the optical speed sensor is configured to detect the plurality of targets.
  • the targets can all be the same or one can choose to have different targets.
  • the targets may or may not be equidistant from each other. Having different and/or non-equidistant targets can make it possible to detect the direction of rotation of the propeller, in addition to measuring the rotation speed.
  • the distance between the target or targets and the optical speed sensor is between 1 mm and 10 mm.
  • Another object of the invention is an aircraft comprising a plurality of propellers, in which each propeller comprises a measuring device according to the invention.
  • each propeller of the aircraft comprises a measuring device according to the invention.
  • all devices may be the same or different.
  • the optical speed sensors axially opposite a flange fixed on the motor shafts or the shafts carrying these propellers and for other propellers, the optical speed sensors are placed on a radial axis. to the axis of rotation of the motor shafts and the shafts carrying these other propellers.
  • Figure IA represents, schematically and partially, an aircraft wing comprising three propellers whose rotation speed is measured by a measuring device according to one embodiment of the invention.
  • Figure IB represents, schematically and partially, a zoom on the aircraft wing, in particular on one of the turboprops associated with one of the propellers of Figure IA.
  • Figure 2A represents, schematically and partially, a device for measuring the rotational speed of a propeller according to another embodiment of the invention.
  • Figure 2B represents, schematically and partially, the targets of the measuring device of Figure 2A.
  • Figure 3 represents, schematically and partially, a device for measuring the rotation speed of a propeller according to another embodiment of the invention.
  • An electric thruster designates the assembly composed of a propeller and an electric motor operating this propeller.
  • Figures IA and IB represent, schematically and partially, an aircraft wing 140 comprising three propellers 110, 112, 114 each associated with a respective electric motor 111, 113, 115, and the rotation speed of each can advantageously be measured by a measuring device as will be described below.
  • the device for measuring the rotational speed of a propeller such as the propeller 110, 112 or 114, comprises an optical speed sensor, an optical fiber 130 connected to the optical speed sensor and to a control unit 160 of the aircraft and at least one target configured to follow the rotation of the propeller in question.
  • the optical speed sensor is configured to detect the target(s).
  • the control unit 160 may include an optical signal to digital logic signal converter for interpreting measurements from the optical speed sensor.
  • the optical fiber being immune to electromagnetic disturbances, the optical signal is transported without disturbance from the optical speed sensor to the control unit 160. This contributes to the precision of the rotation speed measurement of the propeller in question.
  • the optical fiber 130 is, in this exemplary embodiment, placed along the leading edge BA of the wing 140 which includes the propeller in question, the propeller 110 for example.
  • a thermal protection layer can surround this optical fiber 130 in particular to protect it from the heat generated by the high voltage power cables generally passing the along the leading edge BA of the wing 140, and which power the electric motor of the propeller 110.
  • the thermal protection can be made of polymer material, for example PTFE.
  • easements such as for example high-power power cables, actuators feathering of the propeller, the servomotors, etc.
  • Figure 2A represents, schematically and partially, a device 210 for measuring the rotation speed of a propeller, represented by the propeller 211 in Figure 2A, according to one embodiment of the invention, which presents the The aerodynamic advantage of not having any effect on the drag of the aircraft.
  • Figure 2B represents the three targets 251, 252 and 253 of the device 210 of Figure 2A.
  • the measuring device 210 comprises an optical speed sensor 220, an optical fiber 230 connected to the optical speed sensor 220 and to a control unit of the aircraft, as well as at least a target 251, 252, 253 configured to follow the rotation of the propeller 211.
  • the device 210 comprises three targets 251, 252, 253 (the third target is not visible in Figure 2A, but is visible in Figure 2B) which are placed equidistant from each other.
  • the optical speed sensor 220 is therefore configured to detect these three targets 251, 252, 253.
  • the targets 251, 252, 253 are placed on a flange 250 fixed to the shaft 270 carrying the propeller 211. In this example, they are formed by a contrast of colors on the flange 250. If the flange 250 is dark in color , for example black or dark gray, the targets 251, 252, 253 are light in color, for example white. Or on the contrary, if the flange 250 is light in color, the targets 251, 252, 253 can be dark in color.
  • the contrast between the targets to be detected and the background can be increased by the use of reflective or, on the contrary, absorbent paint for the targets.
  • the optical speed sensor 220 is fixed on a fixed part of the motor operating the propeller 211, and more particularly, it is placed opposite the flange 250 in a direction X' parallel to the axis of rotation X of the shaft 270 carrying the propeller 211.
  • the axial installation of the speed sensor 220 relative to the longitudinal axis of the motor (X axis), integrated and profiled in the casing of the propeller motor 211, makes it possible not to disturb the drag of the machine aerodynamically.
  • the targets 251, 252, 253 are present on a flange 250 fixed to the shaft 270 carrying the propeller 211, but they can, instead, be present on another flange or another part fixed to the the motor shaft operating the propeller 211, such as for example a flange having a large diameter. If this is the case, the optical speed sensor 220 will be facing this new flange or this new part in a direction parallel to the axis of rotation of the motor shaft.
  • Figure 3 represents, schematically and partially, a device 310 for measuring the rotational speed of a propeller according to another embodiment of the invention.
  • the measuring device 310 comprises an optical speed sensor 320, an optical fiber (not shown in Figure 3) connected to the optical speed sensor 320 and to a unit of control of the aircraft as well as at least one target 351, 352, 361, 362, 371, 372 configured to follow the rotation of the propeller.
  • the sensor and the associated targets are more integrated into the internal part of the motor, which is more favorable to guaranteeing minimal mechanical play, which in a vibration environment makes it possible to minimize the relative movement between the fixed sensor and the movable member rotating with the propeller, carrying the targets.
  • the precision of the measurement and its invariance relative to vibration conditions are improved.
  • the optical speed sensor 320 is fixed to a fixed part of the motor operating the propeller. More particularly, it is fixed in this example, to a fixed structure supporting or surrounding the motor, and it is placed on a radial axis XR to the axis of rotation X of the shaft and its flange 370.
  • the optical speed sensor 320 is also configured to detect at least one of the groups of targets (351, 352), (361, 362), and (371, 372).
  • the targets are placed on a member of the engine operating the propeller, which is movable in rotation with the propeller, in the example illustrated, a front flange 370 of the motor shaft and more precisely on the edge of this movable member.
  • These targets can be of several types: the targets 351, 352 and 371, 372 are bumps or prominences formed on the edge of the mobile member, in particular, the targets 371, 372 also present a color contrast compared to the targets 351 and 352; and the targets 361, 362 are holes, in particular hollow shapes formed on the edge of the movable member.
  • the sensor 320 can also determine the direction of rotation of the propeller if for example the groups of targets are of different contrast or if the targets are not placed equidistant.
  • the targets 351, 352, 361, 362, 371, 372 were present on the front flange 370 of the motor shaft operating the propeller.
  • the targets could be present on the motor shaft operating the propeller. If this is the case, the optical speed sensor 320 will be placed on an axis radial to the axis of rotation of the motor shaft.
  • the optical fiber passes along the wing to the propeller whose rotation speed we seek to measure, along the leading edge or else along the trailing edge.
  • the wing or more generally the aircraft, comprises several propellers, at least two propellers, whose rotation speeds we seek to measure, we can place as many devices according to the invention as there are propellers.
  • the optical fibers of each of these devices can all pass along the leading edges or along the trailing edges of the wings of the aircraft, or could also be distributed between the two edges of the wings of the aircraft in order to optimize the space in the wings.
  • targets present in each of these devices their number may vary between the devices, as well as their shape or location. Whatever the embodiment, if several targets are present in the measuring device, they may be equidistant from each other or placed at variable distances, if we also seek to determine the direction of rotation of the propeller.
  • the distance between a target and the optical speed sensor is between 1 mm and 10 mm.
  • the optical speed sensor is an optical sensor having sub-degree accuracy.
  • it is a slot or circular sensor.

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Abstract

Dispositif (210) de mesure d'une vitesse de rotation d'une hélice (211) d'aéronef comprenant : - un capteur de vitesse optique (220); - une fibre optique (230) reliée au capteur de vitesse optique et destinée à être reliée à une unité de contrôle de l'aéronef; et - au moins une cible (251, 252) configurée pour suivre la rotation de l'hélice, le capteur de vitesse optique étant configuré pour détecter la cible.

Description

Description
Titre de l'invention : Dispositif de mesure de la vitesse de rotation d'une hélice d'aéronef
Domaine Technique
La présente invention se rapporte au domaine général de la synchronisation de phase entre les hélices d'un aéronef, et plus particulièrement à la mesure de la vitesse de rotation de ces hélices pour permettre une telle synchronisation.
Technique antérieure
Le changement climatique est une préoccupation majeure pour de nombreux organes législatifs et de régulation à travers le monde. En effet, diverses restrictions sur les émissions de carbone ont été, sont ou seront adoptées par divers états. En particulier, une norme ambitieuse s'applique à la fois aux nouveaux types d'avions mais aussi à ceux actuellement en circulation nécessitant de devoir mettre en oeuvre des solutions technologiques afin de les rendre conformes aux réglementations en vigueur. L'aviation civile se mobilise depuis maintenant plusieurs années pour apporter une contribution à la lutte contre le changement climatique.
Les efforts de recherche technologique ont déjà permis d'améliorer de manière très significative les performances environnementales des avions. La Déposante prend en considération les facteurs impactant dans toutes les phases de conception et de développement pour obtenir des composants et des produits aéronautiques moins énergivores, plus respectueux de l'environnement et dont l'intégration et l'utilisation dans l'aviation civile ont des impacts environnementaux modérés dans un but d'amélioration de l'efficacité énergétique des avions.
Par voie de conséquence, la Déposante travaille en permanence à la réduction de son impact climatique par l'emploi de méthodes et l'exploitation de procédés de développement et de fabrication vertueux et minimisant les émissions de gaz à effet de serre au minimum possible pour réduire l'empreinte environnementale de son activité. Ces travaux de recherche et de développement soutenus portent à la fois sur les nouvelles générations de moteurs d'avions, l'allègement des appareils, notamment par les matériaux employés et les équipements embarqués allégés, le développement de l'emploi des technologies électriques pour assurer la propulsion, et, indispensables compléments aux progrès technologiques, les biocarburants aéronautiques.
Afin d'améliorer l'acceptabilité d'entrée sur le marché des nouveaux aéronefs, notamment des aéronefs à turbopropulseurs électriques, on prévoit une synchronisation de phase (« synchrophasing ») des hélices de l'aéronef pour réduire le bruit ressenti à l'intérieur de l'aéronef. Il s'agit de faire en sorte que la signature sonore de ces nouveaux aéronefs à turbopropulseurs électriques ne dépasse pas celle des aéronefs déjà présents sur le marché. En pratique, cela implique typiquement d'arriver par synchronisation de phase entre les hélices à une réduction du bruit par rapport aux turbopropulseurs thermiques actuels d'environ 25 dB pour un niveau sonore habituel ressenti à l'intérieur de l'aéronef pouvant aller de 85 dB à 100 dB.
De manière connue, la synchronisation de phase entre les hélices comprend une mesure de la vitesse de rotation des hélices de l'aéronef, permettant ensuite de synchroniser la vitesse et l'angle de rotation de ces hélices. Cette mesure est habituellement réalisée au moyen de capteurs inductifs ou à effet Hall. Or, et s'agissant d'hélices mues par des propulseurs électriques de moyenne à forte puissance, à l'environnement déjà contraignant des capteurs au plan vibratoire et thermique notamment, s'ajoutent des perturbations électromagnétiques associées à la puissance électrique des propulseurs. Les capteurs habituellement utilisés présentent une susceptibilité électromagnétique trop faible, ce qui dégrade la précision de leurs mesures.
Il est donc souhaitable de disposer d'un dispositif de mesure réactif et précis de la vitesse de rotation des hélices, et peu sensible aux perturbations électromagnétiques. Exposé de l'invention
A cet effet, l'invention est le résultat des recherches technologiques visant à améliorer de manière très significative les performances des avions, et en ce sens, contribue à la réduction de l'impact environnemental des avions. Pour cela, l'invention concerne un dispositif de mesure d'une vitesse de rotation d'une hélice d'aéronef comprenant :
- un capteur de vitesse optique ;
- une fibre optique reliée au capteur de vitesse optique et destinée à être reliée à une unité de contrôle de l'aéronef ; et
- au moins une cible configurée pour suivre la rotation de l'hélice, le capteur de vitesse optique étant configuré pour détecter la cible.
La fibre optique est complètement immune aux perturbations électromagnétiques, de même que le capteur de vitesse optique. Cela permet d'avoir un dispositif de mesure de la vitesse de rotation d'une hélice complètement insensible à son environnement électromagnétique, notamment aux perturbations liées aux câbles électriques ou aux convertisseurs utilisant des électroniques de puissance. Grâce à cette mesure de vitesse de l'hélice, le système de contrôle de l'aéronef pourra vérifier avec précision et constance si l'hélice a la même vitesse que les autres hélices.
Selon une caractéristique particulière de l'invention, le capteur de vitesse optique est fixé sur une partie fixe d'un moteur actionnant ladite hélice.
Il est par exemple fixé sur la structure fixe supportant le moteur. Cela permet au capteur de vitesse optique d'être moins soumis aux vibrations de l'hélice et du moteur.
Selon une autre caractéristique particulière de l'invention, la fibre optique est placée le long d'une aile de l'aéronef comprenant ladite hélice.
Elle peut par exemple passer le long du bord d'attaque de l'aile. Cela permet avantageusement de réduire la longueur de fibre optique nécessaire, car elle permet de relier le capteur de vitesse optique et l'unité de contrôle de l'aéronef sur le chemin le plus court. De plus, cela permet également de bénéficier des installations de passage déjà présentes pour les câbles ou torons électriques, reliant les alimentations de puissance (convertisseurs) aux moteurs propulseurs électriques, pour acheminer la fibre optique jusqu'à l'unité de contrôle de l'aéronef. Une gaine de protection thermique de la fibre sera alors avantageusement prévue. Cela permet de protéger la fibre optique des hautes températures, notamment celles générées par les câbles d'alimentation haute tension lorsque la fibre passe le long du bord d'attaque de l'aile. Cette protection thermique est par exemple en polymère, par exemple en polytétrafluoroéthylène (PTFE).
La fibre optique peut également passer le long du bord de fuite de l'aile. Cela permet de faire passer la fibre optique dans un endroit peu encombré de l'aile. De plus, en passant par le bord de fuite, la fibre optique étant alors suffisamment éloignée des câbles d'alimentation en puissance qui peuvent subir des autoéchauffements importants, il est alors possible de s'affranchir de la couche de protection thermique.
Selon un mode de réalisation de l'invention, la cible est placée sur un arbre du moteur actionnant ladite hélice ou sur un arbre portant ladite hélice, et le capteur de vitesse optique est placé sur un axe radial, perpendiculaire à l'axe de rotation de l'arbre du moteur ou de l'arbre portant ladite hélice.
En plaçant la cible sur l'arbre moteur ou l'arbre porte hélice, on peut réaliser des mesures radiales pour déterminer la vitesse de rotation de l'hélice. Cet agencement permet d'intégrer le capteur optique au plus près de l'organe mobile portant les cibles de mesure. Cette proximité garantit un jeu mécanique minimal entre la partie fixe portant le capteur et l'organe mobile portant les cibles. Autrement dit, on garantit ainsi des déplacements relatifs minimum du fait des phénomènes vibratoires, entre l'organe mobile et le capteur faisant la mesure. La précision de la mesure et son invariance relativement aux conditions vibratoires s'en trouvent améliorées.
Selon un autre mode de réalisation de l'invention, la cible est placée sur un flasque fixé à l'arbre du moteur actionnant ladite hélice ou à l'arbre portant ladite hélice, et le capteur de vitesse optique est en regard du flasque selon une direction parallèle à l'axe de rotation de l'arbre du moteur ou de l'arbre portant ladite hélice. En plaçant la cible sur une pièce en rotation avec l'hélice, on réalise des mesures axiales de la vitesse de rotation de l'hélice.
Selon une caractéristique particulière de l'invention, la cible est une forme et/ou un contraste de couleurs et/ou un trou.
La cible peut par exemple être une forme particulière apparaissant sur l'arbre moteur, l'arbre portant l'hélice ou le flasque fixé à l'un de ces deux arbres. Par exemple, l'arbre ou le flasque peut être dentelé et la cible peut être formée par une dent ou un creux entre deux dents ou encore par un trou présent sur l'arbre ou le flasque.
Par ailleurs, la cible peut aussi être une tâche de couleur ou contrastante avec la couleur de fond présente sur un arbre ou le flasque, la tâche de couleur pouvant, par exemple, être formée par une peinture blanche et/ou une peinture réfléchissante.
La cible peut encore être formée par une marque ou forme colorée, ce qui permettra d'améliorer sa détection par le capteur optique. Elle peut par exemple être formée par une dent peinte en blanc présente sur l'arbre du moteur, ou l'arbre portant l'hélice ou encore le flasque, les arbres et le flasque étant dans ce cas de couleur sombre.
Selon une caractéristique particulière de l'invention, le dispositif comprend une pluralité de cibles et le capteur de vitesse optique est configuré pour détecter la pluralité de cibles.
En ayant plusieurs cibles, on peut améliorer la précision de la mesure de vitesse. De plus, les cibles peuvent être toutes identiques ou on peut choisir d'avoir des cibles différentes. Selon un autre aspect, les cibles peuvent être équidistantes entre elles ou non. Le fait d'avoir des cibles différentes et/ou non équidistantes peut permettre de détecter le sens de rotation de l'hélice, en plus de la mesure de la vitesse de rotation.
Selon une autre caractéristique particulière de l'invention, la distance entre la cible ou les cibles et le capteur de vitesse optique est comprise entre 1 mm et 10 mm. Un autre objet de l'invention est un aéronef comprenant une pluralité d'hélices, dans lequel chaque hélice comprend un dispositif de mesure selon l'invention.
Ainsi, dans cet aéronef, chaque hélice de l'aéronef comprend un dispositif de mesure selon l'invention. De plus, tous les dispositifs peuvent être identiques ou différents. Par exemple, on peut choisir de faire passer les fibres optiques le long du bord d'attaque pour les hélices présentes sur une aile et le long du bord de fuite pour les hélices présentes sur l'autre aile. On peut également placer, pour certaines hélices, les capteurs de vitesse optiques axialement en regard d'un flasque fixé sur les arbres du moteur ou les arbres portant ces hélices et pour les autres hélices, les capteurs de vitesse optiques sont placés sur un axe radial à l'axe de rotation des arbres du moteur et des arbres portant ces autres hélices. On peut encore faire varier le nombre de cibles entre les différentes hélices, et/ou le type de cibles et/ou les distances entre les cibles d'une même hélice, etc ... .
Brève description des dessins
D'autres caractéristiques et avantages de la présente invention ressortiront de la description faite ci-dessous, en référence aux dessins annexés qui en illustrent des exemples de réalisation dépourvus de tout caractère limitatif.
[Fig. IA] La figure IA représente, de manière schématique et partielle, une aile d'aéronef comprenant trois hélices dont la vitesse de rotation est mesurée par un dispositif de mesure selon un mode de réalisation de l'invention.
[Fig. IB] La figure IB représente, de manière schématique et partielle, un zoom sur l'aile d'aéronef, en particulier sur l'un des turbopropulseurs associé à l'une des hélices de la figure IA.
[Fig. 2A] La figure 2A représente, de manière schématique et partielle, un dispositif de mesure de la vitesse de rotation d'une hélice selon un autre mode de réalisation de l'invention.
[Fig. 2B] La figure 2B représente, de manière schématique et partielle, les cibles du dispositif de mesure de la figure 2A. [Fig. 3] La figure 3 représente, de manière schématique et partielle, un dispositif de mesure de la vitesse de rotation d'une hélice selon un autre mode de réalisation de l'invention.
Description des modes de réalisation
L'invention est décrite ci-dessous dans le contexte particulier d'aéronefs comportant des propulseurs électriques. Un propulseur électrique désigne l'ensemble composé d'une hélice et d'un moteur électrique actionnant cette hélice.
Les figures IA et IB représentent, de manière schématique et partielle, une aile 140 d'aéronef comprenant trois hélices 110, 112, 114 chacune associée à un moteur électrique respectif 111, 113, 115, et la vitesse de rotation de chacune peut être avantageusement mesurée par un dispositif de mesure tel qu'il va être décrit ci- après.
Le dispositif de mesure de la vitesse de rotation d'une hélice, telle que l'hélice 110, 112 ou 114, comprend un capteur de vitesse optique, une fibre optique 130 reliée au capteur de vitesse optique et à une unité de contrôle 160 de l'aéronef et au moins une cible configurée pour suivre la rotation de l'hélice considérée. Le capteur de vitesse optique est configuré pour détecter la ou les cibles. L'unité de contrôle 160 peut comprendre un convertisseur de signal optique en signal logique numérique pour interpréter les mesures du capteur de vitesse optique. La fibre optique étant immune aux perturbations électromagnétiques, le signal optique est transporté sans perturbation depuis le capteur de vitesse optique vers l'unité de contrôle 160. Cela participe à la précision de la mesure de vitesse de rotation de l'hélice considérée.
En référence à la figure IB, la fibre optique 130 est, dans cet exemple de réalisation, placée le long du bord d'attaque BA de l'aile 140 qui comprend l'hélice considérée, l'hélice 110 par exemple. Cela permet de réduire la longueur de fibre optique 130, car elle est placée au plus près du capteur de vitesse et passe par le trajet le plus court entre le capteur de vitesse et l'unité de contrôle 160. Une couche de protection thermique peut entourer cette fibre optique 130 pour notamment la protéger de la chaleur générée par les câbles de puissance haute tension passant généralement le long du bord d'attaque BA de l'aile 140, et qui alimentent le moteur électrique de l'hélice 110. La protection thermique peut être réalisée en matériau polymère, par exemple en PTFE.
En alternative, on peut choisir de faire passer la fibre optique 130 le long du bord de fuite BF de l'aile 140 si l'on souhaite réduire l'encombrement des servitudes (comme par exemple les câbles d'alimentation haute puissance, les actionneurs de mise en drapeau de l'hélice, les servomoteurs, ...) passant le long du bord d'attaque BA ou si l'on souhaite éviter de mettre une protection thermique sur la fibre optique 130.
Le dispositif de mesure de la vitesse de rotation des hélices 110, 112 et 114, notamment le capteur de vitesse optique et les cibles est décrit de manière plus détaillée dans la suite de la description en référence aux figures 2A, 2B et 3.
La figure 2A représente, de manière schématique et partielle, un dispositif de mesure 210 de la vitesse de rotation d'une hélice, représentée par l'hélice 211 sur la figure 2A, selon un mode de réalisation de l'invention, qui présente l'avantage au plan aérodynamique de ne pas avoir d'effet sur la traînée de l'aéronef. La figure 2B représente les trois cibles 251, 252 et 253 du dispositif 210 de la figure 2A.
Comme indiqué en référence aux figures IA et IB, le dispositif de mesure 210 comprend un capteur de vitesse optique 220, une fibre optique 230 reliée au capteur de vitesse optique 220 et à une unité de contrôle de l'aéronef, ainsi qu'au moins une cible 251, 252, 253 configurée pour suivre la rotation de l'hélice 211. Dans cet exemple, le dispositif 210 comprend trois cibles 251, 252, 253 (la troisième cible n'est pas visible sur la figure 2A, mais est visible sur la figure 2B) qui sont placées à équidistance les unes par rapport aux autres. Le capteur de vitesse optique 220 est donc configuré pour détecter ces trois cibles 251, 252, 253.
Les cibles 251, 252, 253 sont placées sur un flasque 250 fixé à l'arbre 270 portant l'hélice 211. Dans cet exemple, elles sont formées par un contraste de couleurs sur le flasque 250. Si le flasque 250 est de couleur sombre, par exemple noir ou gris foncé, les cibles 251, 252, 253 sont de couleur claire, par exemple blanche. Ou au contraire, si le flasque 250 est de couleur claire, les cibles 251, 252, 253 peuvent être de couleur sombre. Le contraste entre les cibles à détecter et le fond peut être augmenté par l'utilisation d'une peinture réfléchissante ou au contraire absorbante pour les cibles.
Le capteur de vitesse optique 220 est fixé sur une partie fixe du moteur actionnant l'hélice 211, et plus particulièrement, il est placé en regard du flasque 250 selon une direction X' parallèle à l'axe de rotation X de l'arbre 270 portant l'hélice 211. L'installation axiale du capteur de vitesse 220 relativement à l'axe longitudinal du moteur (axe X), de manière intégrée et profilée dans le carter du moteur propulseur de l'hélice 211, permet de ne pas perturber la traînée de la machine sur le plan aérodynamique.
Dans cet exemple, les cibles 251, 252, 253 sont présentes sur un flasque 250 fixé à l'arbre 270 portant l'hélice 211, mais elles peuvent, à la place, être présentes sur un autre flasque ou une autre pièce fixés à l'arbre du moteur actionnant l'hélice 211, comme par exemple une bride possédant un grand diamètre. Si c'est le cas, le capteur de vitesse optique 220 sera en regard de ce nouveau flasque ou de cette nouvelle pièce selon une direction parallèle à l'axe de rotation de l'arbre du moteur.
La figure 3 représente, de manière schématique et partielle, un dispositif de mesure 310 de la vitesse de rotation d'une hélice selon un autre mode de réalisation de l'invention.
Comme dans le premier mode de réalisation qui vient d'être décrit, le dispositif de mesure 310 comprend un capteur de vitesse optique 320, une fibre optique (non représentée sur la figure 3) reliée au capteur de vitesse optique 320 et à une unité de contrôle de l'aéronef ainsi qu'au moins une cible 351, 352, 361, 362, 371, 372 configurée pour suivre la rotation de l'hélice.
Dans ce deuxième mode de réalisation et comme il va être décrit, le capteur et les cibles associées sont plus intégrés à la partie interne du moteur, ce qui est plus favorable à garantir un jeu mécanique minimal, ce qui en environnement vibratoire permet de minimiser le déplacement relatif entre le capteur fixe et l'organe mobile en rotation avec l'hélice, portant les cibles. La précision de la mesure et son invariance relativement aux conditions vibratoires s'en trouvent améliorées. De manière plus détaillée, le capteur de vitesse optique 320 est fixé sur une partie fixe du moteur actionnant l'hélice. Plus particulièrement, il est fixé dans cet exemple, à une structure fixe supportant ou environnante au moteur, et il est placé sur un axe radial XR à l'axe de rotation X de l'arbre et de sa bride 370. Afin de mesurer la vitesse de rotation de l'hélice, le capteur de vitesse optique 320 est également configuré pour détecter au moins un des groupes de cibles (351, 352), (361, 362), et (371, 372).
Les cibles sont placées sur un organe du moteur actionnant l'hélice, qui est mobile en rotation avec l'hélice, dans l'exemple illustré, une bride avant 370 de l'arbre moteur et plus précisément sur la tranche de cet organe mobile. Ces cibles peuvent être de plusieurs types : les cibles 351, 352 et 371, 372 sont des bosses ou proéminences formées sur la tranche de l'organe mobile, en particulier, les cibles 371, 372 présentent en plus un contraste de couleurs par rapport aux cibles 351 et 352 ; et les cibles 361, 362 sont des trous, notamment des formes en creux formées sur la tranche de l'organe mobile. Si le capteur 320 est configuré pour détecter plusieurs groupes de ces cibles (351, 352), (361, 362), et (371, 372), il pourra également déterminer le sens de rotation de l'hélice si par exemple les groupes de cibles sont de contraste différent ou si les cibles ne sont pas placées à équidistance.
Dans cet exemple, les cibles 351, 352, 361, 362, 371, 372 étaient présentes sur la bride avant 370 de l'arbre moteur actionnant l'hélice. Dans une variante, les cibles pourraient être présentes sur l'arbre du moteur actionnant l'hélice. Si c'est le cas, le capteur de vitesse optique 320 sera placé sur un axe radial à l'axe de rotation de l'arbre du moteur.
Pour les deux modes de réalisation décrits en référence aux figures 2 et 3, la fibre optique passe le long de l'aile jusqu'à l'hélice dont on cherche à mesurer la vitesse de rotation, le long du bord d'attaque ou bien le long du bord de fuite.
Si l'aile, ou plus généralement l'aéronef, comprend plusieurs hélices, au moins deux hélices, dont on cherche à mesurer les vitesses de rotation, on pourra placer autant de dispositifs selon l'invention qu'il y a d'hélices. Les fibres optiques de chacun de ces dispositifs pourront passer toutes le long des bords d'attaque ou le long des bords de fuite des ailes de l'aéronef, ou pourront encore être réparties entre les deux bords des ailes de l'aéronef afin d'optimiser l'encombrement dans les ailes.
De même que pour les cibles présentes dans chacun de ces dispositifs, leur nombre pourra varier entre les dispositifs, de même que leur forme ou emplacement. Quel que soit le mode de réalisation, si plusieurs cibles sont présentes dans le dispositif de mesure, elles pourront être équidistantes entre elles ou placées à des distances variables, si on cherche en plus à déterminer le sens de rotation de l'hélice.
Quel que soit le mode de réalisation, la distance entre une cible et le capteur de vitesse optique est comprise entre 1 mm et 10 mm.
Quel que soit le mode de réalisation, le capteur de vitesse optique est un capteur optique présentant une précision en-dessous du degré. Par exemple, c'est un capteur à fente ou circulaire.

Claims

Revendications
[Revendication 1] Dispositif (210, 310) de mesure d'une vitesse de rotation d'une hélice (110, 112, 114, 211) d'aéronef comprenant :
- un capteur de vitesse optique (220, 320) ;
- une fibre optique (130, 230) reliée au capteur de vitesse optique et destinée à être reliée à une unité de contrôle (160) de l'aéronef ; et
- au moins une cible (251, 252, 253, 351, 352, 361, 362, 371, 372) configurée pour suivre la rotation de l'hélice (110, 211), le capteur de vitesse optique étant configuré pour détecter la cible.
[Revendication 2] Dispositif de mesure selon la revendication 1, dans lequel le capteur de vitesse optique est fixé sur une partie fixe d'un moteur actionnant ladite hélice.
[Revendication 3] Dispositif de mesure selon l'une quelconque des revendications 1 ou 2, dans lequel la fibre optique (130) est placée le long d'une aile (140) de l'aéronef comprenant ladite hélice (110).
[Revendication 4] Dispositif de mesure selon l'une quelconque des revendications 1 à 3, dans lequel une couche de protection thermique entoure la fibre optique.
[Revendication 5] Dispositif (310) de mesure selon l'une quelconque des revendications 1 à 4, dans lequel la cible (351, 352, 361, 362, 371, 372) est placée sur un bride avant (370) de l'arbre du moteur actionnant ladite hélice ou sur un arbre portant ladite hélice, et le capteur de vitesse optique est placé sur un axe radial (XR) perpendiculaire à l'axe de rotation (X) de l'arbre du moteur ou de l'arbre portant ladite hélice.
[Revendication 6] Dispositif (210) de mesure selon l'une quelconque des revendications 1 à 4, dans lequel la cible (251, 252, 253) est placée sur un flasque (250) fixé à l'arbre du moteur actionnant ladite hélice ou à l'arbre (270) portant ladite hélice, et le capteur de vitesse optique (220) est en regard du flasque selon une direction parallèle (X') à l'axe de rotation (X) de l'arbre du moteur ou de l'arbre portant ladite hélice.
[Revendication 7] Dispositif de mesure selon l'une quelconque des revendications 1 à 6, dans lequel la cible est une forme et/ou un contraste de couleurs et/ou un trou.
[Revendication 8] Dispositif de mesure selon l'une quelconque des revendications 1 à 7, comprenant une pluralité de cibles et le capteur de vitesse optique étant configuré pour détecter la pluralité de cibles.
[Revendication 9] Aéronef comprenant une pluralité d'hélices, dans lequel chaque hélice comprend un dispositif de mesure selon l'une quelconque des revendications 1 à 8.
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