EP4631167A1 - Système propulsif électrique d'aéronef à tolérance de pannes - Google Patents

Système propulsif électrique d'aéronef à tolérance de pannes

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Publication number
EP4631167A1
EP4631167A1 EP23825428.8A EP23825428A EP4631167A1 EP 4631167 A1 EP4631167 A1 EP 4631167A1 EP 23825428 A EP23825428 A EP 23825428A EP 4631167 A1 EP4631167 A1 EP 4631167A1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
electric motor
power
channel
monitoring
control unit
Prior art date
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Pending
Application number
EP23825428.8A
Other languages
German (de)
English (en)
Inventor
Julien Marc Nicolas RAMBAUD
Valentin Antoine Maxime MESNIL
Sébastien VIEILLARD
Guillaume PORTE
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 Electrical and Power SAS
Original Assignee
Safran Electrical and Power SAS
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Safran Electrical and Power SAS filed Critical Safran Electrical and Power SAS
Publication of EP4631167A1 publication Critical patent/EP4631167A1/fr
Pending legal-status Critical Current

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Classifications

    • H—ELECTRICITY
    • H02—GENERATION; CONVERSION OR DISTRIBUTION OF ELECTRIC POWER
    • H02P—CONTROL OR REGULATION OF ELECTRIC MOTORS, ELECTRIC GENERATORS OR DYNAMO-ELECTRIC CONVERTERS; CONTROLLING TRANSFORMERS, REACTORS OR CHOKE COILS
    • H02P6/00—Arrangements for controlling synchronous motors or other dynamo-electric motors using electronic commutation dependent on the rotor position; Electronic commutators therefor
    • H02P6/005—Arrangements for controlling doubly fed motors
    • H—ELECTRICITY
    • H02—GENERATION; CONVERSION OR DISTRIBUTION OF ELECTRIC POWER
    • H02P—CONTROL OR REGULATION OF ELECTRIC MOTORS, ELECTRIC GENERATORS OR DYNAMO-ELECTRIC CONVERTERS; CONTROLLING TRANSFORMERS, REACTORS OR CHOKE COILS
    • H02P25/00—Arrangements or methods for the control of AC motors characterised by the kind of AC motor or by structural details
    • H02P25/16—Arrangements or methods for the control of AC motors characterised by the kind of AC motor or by structural details characterised by the circuit arrangement or by the kind of wiring
    • H02P25/22—Multiple windings; Windings for more than three phases
    • H—ELECTRICITY
    • H02—GENERATION; CONVERSION OR DISTRIBUTION OF ELECTRIC POWER
    • H02P—CONTROL OR REGULATION OF ELECTRIC MOTORS, ELECTRIC GENERATORS OR DYNAMO-ELECTRIC CONVERTERS; CONTROLLING TRANSFORMERS, REACTORS OR CHOKE COILS
    • H02P29/00—Arrangements for regulating or controlling electric motors, appropriate for both AC and DC motors
    • H02P29/02—Providing protection against overload without automatic interruption of supply
    • H02P29/024—Detecting a fault condition, e.g. short circuit, locked rotor, open circuit or loss of load
    • H02P29/028—Detecting a fault condition, e.g. short circuit, locked rotor, open circuit or loss of load the motor continuing operation despite the fault condition, e.g. eliminating, compensating for or remedying the fault

Definitions

  • the present invention relates to the field of electric or hybrid aircraft propulsion and more particularly concerns an architecture of an electric propulsion system.
  • a thermal engine is associated with a regulation system called FADEC (Full Authority Digital Engine Control) which makes it possible to interface with the orders of the pilot's thrust control and to regulate the thrust of the engine based on the parameters transmitted to it by a series of sensors.
  • FADEC Full Authority Digital Engine Control
  • this critical engine regulation function is completely redundant to allow tolerance to simple failure of any part of this FADEC.
  • the electrical part includes not only a digital control part, but also an inverter-type electric power converter and the electrical part of the motor constituted by its stator windings.
  • the image of a heat engine the tolerance to simple failure of any part of the ECS, this ECS is also completely redundant.
  • the main aim of the present invention is therefore to overcome the aforementioned drawbacks by proposing an architecture guaranteeing an ideal compromise between availability and reliability, and making it possible to ensure security objectives while avoiding redundancy of bulky or massive elements.
  • an aircraft electric propulsion system comprising at least one electric motor, a setpoint of which is calculated according to a first channel comprising a first control unit and according to a second channel comprising a second control unit, characterized in that the at least one electric motor comprises a rotor and two star-wound stators and in that the first control unit of the first channel is connected to one of the two star-wound stators via a first power converter and the second control unit control of the second channel is connected to the other of the two star-wound stators via a second power converter, each of the first and second channels being dimensioned at half the total power of the at least one electric motor.
  • the first and second power converters are powered by two high voltage direct current power sources independent of each other and each sized at half the total power.
  • the first and second control units are powered from first and second low voltage DC power sources.
  • the aircraft propulsion system may further include diode OR logic for powering the first and second control units from either of the first and second low DC voltage power sources.
  • the wound stators have more than three phases on the same star or are wound on several three-phase stars with distinct neutrals and in which the number of channels is equal to or greater than two, typically four or six.
  • the invention also relates to an aircraft electric motor regulation and monitoring system, comprising a regulation system configured to control at least one electric motor, the regulation system comprising: a first channel comprising a first control unit configured to calculate a setpoint for the at least one electric motor based on measurement information from a measurement system, a second channel comprising a second control unit configured to calculate a setpoint for the at least one electric motor based on the information of measurements taken of the measurement system, characterized in that the at least one electric motor comprises a rotor and two star-wound stators and in that the first control unit of the first channel is connected to one of the two star-wound stators via a first power converter and the second control unit of the second channel is connected to the other of the two star-wound stators via a second power converter, each of the first and second channels being dimensioned at half the total power of the electric motor.
  • control units have a dissimilar design to avoid any common failure.
  • the first power converter is connected to a first monitoring unit and the second power converter is connected to a second monitoring unit, or else the first and second power converters are connected to a monitoring unit. joint supervision.
  • the monitoring units each include a reset input in the event of functional failure of these monitoring units.
  • the measurement system delivers the same data to the control units and the monitoring units of the same channel.
  • the monitoring units are capable of stopping the power converters in the event of failures detected in this data.
  • Figure 1 illustrates an architecture of an aircraft electric propulsion system according to the invention
  • FIG. 2 shows a first example of distribution of control and monitoring functions applied to the architecture of Figure 1
  • Figure 3 shows a second example of distribution of control and monitoring functions applied to the architecture of Figure 1.
  • the principle of the invention is based on the possibility of building electric motors by dividing the stator into two stars, each providing half the power to a single rotor.
  • This sizing at half the electrical power therefore has the advantage not only of continuously keeping half the power following a simple breakdown on one or the other of the two channels, but also, by taking advantage of the transient capacities of the electrical components, to allow, thanks to the remaining channel, the supply of a higher transient power capable of compensating all or part of the power supplied at the time of the breakdown.
  • the architecture of the electric propulsion system is organized around an electric motor 10 comprising a rotor 12 and two star-wound stators 14A, 14B powered by an electronic control system (ECS 16) defining two separate channels 18A, 18B each dimensioned at half the total power of the electric motor.
  • the first channel 18A comprises a first control unit 20A connected to one 14A of the two star-wound stators via a first power converter 22A and the second channel 18B comprises a second control unit 20B connected to the other 14B of the two star-wound stators via a second power converter 22B.
  • the two power converters (conventionally inverters) are each powered independently from a high voltage DC power source 24A, 24B each delivering half of the total power and the two control units are each powered from a low voltage DC power source 26A, 26B.
  • This particular configuration allows a significant gain in mass and volume because the power converters have a power level halved.
  • it allows partial tolerance to simple fault with significant performance because not only half of the total power of the electric motor remains available in continuous mode in the event of an internal failure on an electrical element of the propulsion chain (engine stator or ECS), but it can also have transient power on a single channel equal to all or part of the maximum power total motor (when the two channels are powered together), without oversizing, thanks to the intrinsic capabilities of synchronous electric machines with permanent magnets to be able to operate at overspeed transiently.
  • This partial tolerance also applies to a simple failure of the high voltage power supply of the aircraft due to the fact that the two channels 18A, 18B are supplied with high direct voltage (HVDC) at half the power by the two independent sources. 24A, 24B.
  • HVDC high direct voltage
  • the invention also makes it possible to cover complete tolerance to external faults of the low DC voltage power sources 26A, 26B and of the control signals coming from the FADEC 28 of the aircraft, due to the interfacing of the ECS , on two separate inputs, to these control signals and to the low voltage DC power supply.
  • Each interface therefore receives from the aircraft the same information making it possible to overcome a failure of a component of the aircraft, for example the thrust lever or the control panel, or of the electrical connection harness.
  • segregation management ensures that each channel of the ECS receives redundant control signals (digital and/or wired).
  • a diode logic 30 of OR function type finally allows the interface to the low DC voltage power sources, ensuring tolerance to the fault of one of these two sources. It should be noted that the redundancy of these signals and these interfaces has little impact from a mass and volume point of view.
  • FIGS 2 and 3 very schematically illustrate two examples of the aircraft engine regulation and monitoring device comprising a monitoring system. regulation, an actuation system comprising at least one electric motor, and a measurement system (for example: temperature, speed, torque, etc.).
  • the regulation system makes it possible to control the electric motor 10 according to a setpoint determined according to measurement information(s) from the measurement system.
  • This setpoint can be a position, speed or torque setpoint depending on the parameter of the controlled motor. It includes the two channels 18A, 18B, each configured to calculate a setpoint and control the electric motor according to this setpoint. More generally, the different channels of the regulation system are therefore configured to determine one or more setpoints (depending on the number of electric motors concerned).
  • the first channel and the second channel each comprise a COMA, COMB control unit configured to, on the one hand, calculate a setpoint in a first way and, on the other hand, control the electric motor according to this setpoint via the power converter 22A, 22B.
  • a monitoring unit MONA, MONB is for example configured to calculate a setpoint for the electric motor in a second way, different from the first way calculated by the COMA, COMB control unit.
  • the calculation of the setpoint by the MONA, MONB monitoring unit is diversified (both materially and functionally) compared to that implemented by the COMA, COMB control unit.
  • the MONA, MONB monitoring unit makes it possible in particular to verify that the COMA, COMB control unit is operating within its operational range (for example a predetermined speed interval).
  • this monitoring unit monitors the proper functioning of the control unit from the same data with authority to put the channel into “shutdown” by stopping (STOPA, STOPB) of the power converter in the event of failure detection ( overspeed or excessive temperature) which are normally taken into account during normal operation.
  • the monitoring unit is necessary to have a means of cutting "independent" of the control unit, in order to protect against feared events within the meaning of aeronautical certification (Catastrophic or Hazardous). It is therefore an ultimate safety barrier in the event of failure of the control unit.
  • the two COMA and COMB control units can have a dissimilar design, that is to say different in terms of its components and/or its on-board technologies and the two stators can either share the same magnetic circuit (package of sheets ) with a segregated geometric distribution, either having two different magnetic circuits, or not having a ferromagnetic core.
  • This dissimilar architecture is justified in particular on aeronautical platforms comprising a large number of electric motors, such as new electric planes with distributed propulsion or vertical take-off aircraft (VTOL).
  • the architecture is optimized by bringing together the two monitoring units into a single common MON while being compatible with availability and security objectives, in particular by the use of a reset means (RESET). to restart the monitoring unit in the event of a functional failure.
  • RESET reset means
  • the measurement system transmits information from sensors to the COMA, COMB control and MONA, MONB monitoring units of the regulation system.
  • the measurement resources can be common (shared) or segregated (similar or diversified) and potentially separated spatially, between the different control and monitoring units of the regulation system. It will be noted that if the invention has been described with regard to an architecture shared in two channels managing half the power, this number of channels cannot be limiting and can for example be greater than two (typically four to six). It is also possible to consider sharing into a larger number n of channels making it possible to maintain nl/n power capacity during an electrical failure. For example, assuming a power of 50kW per channel, we can consider controlling a 1MW motor with the paralleling of 20 channels.
  • each of the channels of the electric motor and its control can have more than 3 phases (minimum number for a stator) on the same star.
  • the stator can be multi-phase (typically 5, 6 or 7) and/or include several three-phase stars arranged in parallel (with distinct neutrals).
  • the power converter will include as many inverter arms as stator phases and the number of control and monitoring units will of course be adapted accordingly.
  • another embodiment allows the dimensioning of each channel with a power capacity greater than Ptotal/n, at least for a transient duration. For example, for a desired total power of 100kW, sharing into two channels gives a dimensioning of each channel at 50kW. Considering a transient power capacity of 50% additional for each channel, i.e. 75kW, a simple failure leading to the loss of a channel will still allow the motor to transiently have this power of 75kW, which is therefore 75% of initial power. This mode of operation can enable the safety objective to be met in the event of a first failure during transient operations while limiting oversizing.
  • the invention relates to an architecture of an electric propulsion system presenting an ideal compromise between availability and reliability while ensuring safety objectives by:

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Power Engineering (AREA)
  • Control Of Electric Motors In General (AREA)
  • Control Of Ac Motors In General (AREA)

Abstract

Système propulsif électrique d'aéronef comportant au moins un moteur électrique (10) dont une consigne est calculée selon une première voie (ISA) comprenant une première unité de commande (20A) et selon une seconde voie (18B) comportant une seconde unité de commande (20B), l'au moins un moteur électrique comportant un rotor (12) et deux stators bobinés en étoile (14A, 14B) et la première unité de commande de la première voie est reliée à l'un des deux stators bobinés en étoile via un premier convertisseur de puissance (22A) et la seconde unité de commande de la seconde voie est reliée à l'autre des deux stators bobinés en étoile via un second convertisseur de puissance (22B), chacune des première et seconde voies étant dimensionnée à la moitié de la puissance totale du au moins un moteur électrique.

Description

Description
Titre de l'invention : Système propulsif électrique d'aéronef à tolérance de pannes
Domaine Technique
La présente invention se rapporte au domaine de la propulsion électrique ou hybride d'aéronef et elle concerne plus particulièrement une architecture de système de propulsion électrique.
Technique antérieure
Il est connu que les règlementations aéronautiques demandent aux systèmes de propulsion des aéronefs des niveaux de fiabilité élevés pour répondre aux contraintes de sécurité. Souvent ces niveaux de fiabilité se traduisent par des redondances de certains organes pour pallier à leur défaillance primaire. C'est notamment le cas sur les électroniques dites ECS (en anglais « Electronic Control System ») assurant les fonctions de régulation de la poussée, dont la défaillance sur panne simple n'est tolérée par les normes aéronautiques qu'à la condition qu'elle n'engendre pas plus de 15% de perte de performances.
Ainsi, dans le cadre des architectures de propulsion thermique, un moteur thermique est associé à un système de régulation appelé FADEC (Full Authority Digital Engine Control) qui permet de faire l'interface avec les ordres de la commande de poussée du pilote et de réguler la poussée du moteur à partir des paramètres qui lui sont transmis par une série de capteurs. Dans les architectures dites Dual FADEC, cette fonction critique de régulation du moteur est totalement redondée pour permettre la tolérance à la panne simple de n'importe quel organe de ce FADEC.
De même, dans le cadre des nouvelles architectures de propulsion électrique, la partie électrique comprend non seulement une partie de contrôle numérique, mais également un convertisseur de puissance électrique de type onduleur et la partie électrique du moteur constituée par ses enroulements statoriques. Pour permettre, à l'image d'un moteur thermique, la tolérance à la panne simple de toute partie de l'ECS, cet ECS est aussi totalement redondé.
Une telle redondance n'est toutefois pas sans inconvénient car elle implique de doubler les éléments du convertisseur de puissance électrique et les enroulements statoriques du moteur qui sont volumineux et lourds.
De plus, pour assurer la reprise de la régulation de la deuxième voie ECS (la voie redondante) lors d'une défaillance de la première, il est nécessaire de prévoir un système d'aiguillage vers le moteur de type contacteur, qui, s'il est monté en sortie du convertisseur de puissance, doit donc être dimensionné sur les forts courants électriques du moteur et non plus uniquement sur les signaux de commande comme cela pouvait être le cas dans les architectures thermiques de type Dual FADEC.
Ce choix d'architecture implique donc encore des conséquences de masse et de volume par rapport à une chaîne simple pour assurer le niveau de redondance attendu. En outre, ce choix d'architecture avec redondance et potentiel système d'aiguillage supplémentaire complexifie le système et détériore la disponibilité du produit du fait d'un taux de panne plus élevé.
Exposé de l'invention
La présente invention a donc pour but principal de pallier les inconvénients précités en proposant une architecture garantissant un compromis idéal entre disponibilité et fiabilité, et permettant d'assurer les objectifs de sécurité tout en évitant de redonder des éléments volumineux ou massifs.
Ces buts sont atteints par un système propulsif électrique d'aéronef comportant au moins un moteur électrique dont une consigne est calculée selon une première voie comprenant une première unité de commande et selon une seconde voie comportant une seconde unité de commande, caractérisé en ce que le au moins un moteur électrique comporte un rotor et deux stators bobinés en étoile et en ce que la première unité de commande de la première voie est reliée à l'un des deux stators bobinés en étoile via un premier convertisseur de puissance et la seconde unité de commande de la seconde voie est reliée à l'autre des deux stators bobinés en étoile via un second convertisseur de puissance, chacune des première et seconde voies étant dimensionnée à la moitié de la puissance totale du au moins un moteur électrique.
Ainsi, sans avoir à doubler les parties de puissance, les redondances sont limitées aux parties électroniques bas-niveau qui impactent peu le poids et le volume embarqué tout en permettant un bon compromis sur le niveau de sécurité et de disponibilité. En profitant des capacités transitoires intrinsèques, cette architecture permet de compenser pendant un temps limité tout ou partie de la puissance perdue sur la simple panne.
De préférence, les premiers et second convertisseurs de puissance sont alimentés par deux sources d'alimentation haute tension continue indépendantes l'une de l'autre et dimensionnées chacune à la moitié de la puissance totale.
Avantageusement, les première et seconde unités de commande sont alimentées depuis des première et seconde sources d'alimentation basse tension continue.
Le système propulsif d'aéronef peut comporter en outre une logique OU à diodes pour alimenter les première et seconde unités de commande depuis l'une ou l'autre des première et seconde sources d'alimentation basse tension continue.
De préférence, les stators bobinés comportent plus de trois phases sur une même étoile ou sont bobinés sur plusieurs étoiles triphasées avec des neutres distincts et dans lequel le nombre de voies est égal ou supérieur à deux, typiquement quatre ou six.
L'invention concerne également un système de régulation et de surveillance de moteur électrique d'aéronef, comprenant un système de régulation configuré pour commander au moins un moteur électrique, le système de régulation comprenant : une première voie comprenant une première unité de commande configurée pour calculer une consigne pour le au moins un moteur électrique en fonction des informations de mesures issues d'un système de mesures, une seconde voie comprenant une seconde unité de commande configurée pour calculer une consigne pour l'au moins un moteur électrique en fonction des informations de mesures issues du système de mesures, caractérisé en ce que le au moins un moteur électrique comporte un rotor et deux stators bobinés en étoile et en ce que la première unité de commande de la première voie est reliée à l'un des deux stators bobinés en étoile via un premier convertisseur de puissance et la seconde unité de commande de la seconde voie est reliée à l'autre des deux stators bobinés en étoile via un second convertisseur de puissance, chacune des première et seconde voies étant dimensionnée à la moitié de la puissance totale du moteur électrique.
De préférence, les unités de commande ont une conception dissimilaire pour éviter toute panne commune.
Selon le mode de réalisation envisagé, le premier convertisseur de puissance est relié à une première unité de surveillance et le second convertisseur de puissance est relié à une seconde unité de surveillance, ou encore les premier et second convertisseurs de puissance sont reliés à une unité de surveillance commune.
De préférence, les unités de surveillance comportent chacune une entrée de réinitialisation en cas de défaillance fonctionnelle de ces unités de surveillance.
Avantageusement, le système de mesures délivre les mêmes données aux unités de commande et aux unités de surveillance d'une même voie.
De préférence, les unités de surveillance sont aptes à arrêter les convertisseurs de puissance en cas de défaillances détectées dans ces données.
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 un exemple de réalisation dépourvu de tout caractère limitatif et sur les lesquels :
[Fig. 1] la figure 1 illustre une architecture d'un système de propulsion électrique d'aéronef conforme à l'invention,
[Fig. 2] la figure 2 montre un premier exemple de répartition des fonctions de commande et de surveillance appliqué à l'architecture de la figure 1, et [Fig. 3] la figure 3 montre un second exemple de répartition des fonctions de commande et de surveillance appliqué à l'architecture de la figure 1.
Description des modes de réalisation
Le principe de l'invention repose sur la possibilité de construire des moteurs électriques en partageant le stator en deux étoiles fournissant chacune la moitié de la puissance à un unique rotor. Ce dimensionnement à la moitié de la puissance électrique a donc l'avantage non seulement de garder de manière continue la moitié de la puissance suite à une simple panne sur l'une ou l'autre des deux voies, mais aussi, en tirant profit des capacités transitoires des composants électriques, de permettre, grâce à la voie restante, la fourniture d'une puissance transitoire supérieure pouvant compenser tout ou partie de la puissance fournie au moment de la panne.
L'architecture du système de propulsion électrique est organisée autour d'un moteur électrique 10 comportant un rotor 12 et deux stators bobinés en étoile 14A, 14B alimentés par un système de contrôle électronique (ECS 16) définissant deux voies séparées 18A, 18B dimensionnées chacune à la moitié de la puissance totale du moteur électrique. La première voie 18A comporte une première unité de commande 20A reliée à l'un 14A des deux stators bobinés en étoile via un premier convertisseur de puissance 22A et la seconde voie 18B comporte une seconde unité de commande 20B reliée à l'autre 14B des deux stators bobinés en étoile via un second convertisseur de puissance 22B. Les deux convertisseurs de puissance (classiquement des onduleurs) sont alimentés chacun indépendamment à partir d'une source d'alimentation haute tension continue 24A, 24B délivrant chacune la moitié de la puissance totale et les deux unités de commande sont alimentées chacune à partir d'une source d'alimentation basse tension continue 26A, 26B.
Cette configuration particulière permet un important gain en masse et en volume car les convertisseurs de puissance ont un niveau de puissance divisé par deux. En outre, elle permet une tolérance partielle à la panne simple avec des performances importantes car non seulement la moitié de la puissance totale du moteur électrique reste disponible en régime continu en cas de défaillance interne sur un élément électrique de la chaine de propulsion (stator du moteur ou ECS), mais il peut aussi disposer d'une puissance transitoire sur une seule voie égale à tout ou partie de la puissance maximum moteur totale (lorsque les deux voies sont alimentées ensemble), sans surdimensionnement, grâce aux capacités intrinsèques des machines électriques synchrones à aimants permanents à pouvoir fonctionner en surrégime de façon transitoire.
Cette tolérance partielle s'applique également à une panne simple de l'alimentation haute tension de l'aéronef du fait que les deux voies 18A, 18B sont alimentées en haute tension continue (HVDC) de la moitié de la puissance par les deux sources indépendantes 24A, 24B. Ainsi, la défaillance de la source d'alimentation ou du harnais électrique n'entraine encore une fois la perte que de la moitié de la puissance du moteur électrique.
L'invention permet en outre de couvrir une tolérance complète aux pannes externes des sources d'alimentation basse tension continue 26A, 26B et des signaux de commande en provenance du FADEC 28 de l'aéronef, du fait de l'interfaçage de l'ECS, sur deux entrées séparées, à ces signaux de commande et à l'alimentation basse tension continue.
Chaque interface reçoit donc de l'aéronef les mêmes informations permettant de s'affranchir d'une défaillance d'un organe de l'aéronef, par exemple le levier de poussée ou le panneau de commande, ou du harnais de liaison électrique. En interne de l'ECS, une gestion de la ségrégation permet d'assurer que chaque voie de l'ECS reçoit les signaux de commandes (numériques et/ou filaires) redondés.
Une logique à diodes 30 de type fonction OU permet enfin l'interface aux sources d'alimentation basse tension continue, assurant la tolérance à la panne d'une de ces deux sources. On notera que la redondance de ces signaux et de ces interfaces est peu impactant d'un point de vue de la masse et du volume.
Les figures 2 et 3 illustrent de façon très schématique deux exemples du dispositif de régulation et de surveillance de moteur d'aéronef comprenant un système de régulation, un système d'actionnement comprenant au moins un moteur électrique, et un système de mesures (par exemple : température, vitesse, couple...).
Le système de régulation permet de piloter le moteur électrique 10 selon une consigne déterminée selon des informations de mesure(s) issue(s) du système de mesures. Cette consigne peut être une consigne de position, de vitesse ou de couple selon le paramètre du moteur commandé. Il comprend les deux voies 18A, 18B, chacune configurée pour calculer une consigne et piloter le moteur électrique selon cette consigne. Plus généralement, les différentes voies du système de régulation sont donc configurées pour déterminer une ou plusieurs consignes (selon le nombre de moteurs électriques concernés).
Sur la figure 2, la première voie et la deuxième voie comprennent, chacune, une unité de commande COMA, COMB configurée pour d'une part calculer une consigne selon une première manière et d'autre part piloter le moteur électrique selon cette consigne via le convertisseur de puissance 22A, 22B.
Associé à l'une et l'autre de la première voie et de la deuxième voie, une unité de surveillance MONA, MONB est par exemple configurée pour calculer une consigne pour le moteur électrique selon une seconde manière, différente de la première manière calculée par l'unité de commande COMA, COMB. En particulier, le calcul de la consigne par l'unité de surveillance MONA, MONB est diversifié (aussi bien matériellement que fonctionnellement) par rapport à celui mis en œuvre par l'unité de commande COMA, COMB. L'unité de surveillance MONA, MONB permet notamment de vérifier que l'unité de commande COMA, COMB fonctionne dans son domaine opérationnel (par exemple un intervalle de vitesse prédéterminé). En effet, cette unité de surveillance surveille le bon fonctionnement de l'unité de commande à partir des mêmes données avec autorité pour mettre la voie en « shutdown » par arrêt (STOPA, STOPB) du convertisseur de puissance en cas de détection de défaillance (survitesse ou température excessive) qui sont normalement prises en compte en fonctionnement normal.
De façon générale, l'unité de surveillance est nécessaire pour disposer d'un moyen de coupure "indépendant" de l'unité de commande, afin de se prémunir des évènements redoutés au sens de la certification aéronautique (Catastrophique ou Hasardeux). C'est donc une barrière de sécurité ultime en cas de défaillance de l'unité de commande.
De même, les deux unités de commande COMA et COMB peuvent avoir une conception dissimilaire, c'est-à-dire différente de par ses composantes et/ou ses technologies embarquées et les deux stators peuvent soit partager le même circuit magnétique (paquet de tôles) avec une répartition géométrique ségréguée, soit disposés de deux circuits magnétiques différents, soit encore ne pas disposer de cœur ferromagnétique. Cela permet de supprimer le risque de pannes communes liées à la conception qui pourraient entraîner la perte simultanée des deux voies de puissance. Cette architecture dissimilaire se justifie notamment sur des plateformes aéronautiques comportant un grand nombre de moteurs électriques, telles que de nouveaux avions électriques à propulsion distribuée ou des aéronefs à décollage vertical (VTOL).
Il peut être noté que dans l'architecture proposée des échanges (non illustrés) existent entre les deux unités de commande COMA, COMB et sont nécessaires à son bon fonctionnement. Par contre, la communication entre les unités de commande et les unités de surveillance peut être facultative, la perte de données n'ayant pas d'effet préjudiciable sur les performances.
Avec la figure 3, l'architecture est optimisée en réunissant les deux unités de surveillance en une seule commune MON tout en étant compatible avec des objectifs de disponibilité et de sécurité, en particulier par l'usage d'un moyen de réinitialisation (RESET) pour redémarrer l'unité de surveillance en cas de défaillance fonctionnelle. Il doit être noté que la perte de cette unité commune MON n'entraine pas de perte de performance mais uniquement la perte d'un niveau de sécurité qui est toutefois acceptable jusqu'à la fin de la mission par exemple.
Le système de mesures transmet des informations issues de capteurs aux unités de commande COMA, COMB et de surveillance MONA, MONB du système de régulation. Les ressources de mesures peuvent être communes (partagées) ou ségréguées (semblables ou diversifiées) et potentiellement séparées spatialement, entre les différentes unités de commande et de surveillance du système de régulation. On notera que si l'invention a été décrite au regard d'une architecture partagée en deux voies gérant la moitié de la puissance, ce nombre de voies ne saurait être limitatif et peut par exemple être supérieur à deux (typiquement quatre à six). Il est aussi possible d'envisager un partage en un nombre n plus important de voies permettant de conserver n-l/n capacité en puissance lors d'une défaillance électrique. Par exemple, en supposant une puissance de 50kW par voie, on peut envisager la commande d'un moteur de 1MW avec la mise en parallèle de 20 voies.
En outre, chacune des voies du moteur électrique et de sa commande peut disposer de plus de 3 phases (nombre minimal pour un stator) sur une même étoile. Ainsi le stator peut être multi-phasé (typiquement 5, 6 ou 7) et/ou comporter plusieurs étoiles triphasées disposées en parallèle (avec des neutres distincts). Dans ce cas, le convertisseur de puissance comportera autant de bras d'onduleur que de phases au stator et le nombre d'unités de commande et de surveillance sera bien entendu adapté en conséquence.
De même, un autre mode de réalisation permet le dimensionnement de chaque de voie avec une capacité en puissance supérieure à Ptotal/n, au moins pendant une durée transitoire. Par exemple, pour une puissance totale souhaitée de lOOkW, un partage en deux voies donne un dimensionnement de chaque voie à 50kW. En considérant une capacité transitoire de puissance de 50% supplémentaire pour chaque voie, soit 75kW, une défaillance simple amenant à la perte d'une voie permettra encore au moteur de disposer de manière transitoire de cette puissance de 75kW, qui est donc de 75% de la puissance initiale. Ce mode de fonctionnement peut permettre la tenue d'objectif de sécurité en cas de première défaillance pendant des fonctionnements transitoires tout en limitant le surdimensionnement.
Ainsi, l'invention porte sur une architecture de système propulsif électrique présentant un compromis idéal entre disponibilité et fiabilité tout en assurant les objectifs de sécurité par :
- une tolérance aux pannes externes sur les interfaces de bas-niveau (alimentation et communications numériques), et - une tolérance partielle aux pannes électriques internes tout en évitant de redonder des éléments volumineux ou massifs.
Elle permet la fourniture d'une puissance transitoire suffisante pour assurer une ascension de l'aéronef lui permettant de gagner une altitude sécuritaire comme la fourniture d'une puissance continue suffisante pour permettre à l'aéronef de maintenir son altitude et lui permettre un retour à une aire d'atterrissage.

Claims

Revendications
[Revendication 1] Système propulsif électrique d'aéronef comportant au moins un moteur électrique (10) dont une consigne est calculée à la fois selon une première voie (18A) comprenant une première unité de commande (20A) et selon une seconde voie (18B) comportant une seconde unité de commande (20B), caractérisé en ce que le au moins un moteur électrique comporte un rotor (12) et deux stators bobinés en étoile (14A, 14B) et en ce que la première unité de commande (20A) de la première voie (18A) est reliée à l'un des deux stators bobinés en étoile via un premier convertisseur de puissance (22A) et la seconde unité de commande (20B) de la seconde voie (18B) est reliée à l'autre des deux stators bobinés en étoile via un second convertisseur de puissance (22B), chacune des première et seconde voies étant dimensionnée à la moitié de la puissance totale du au moins un moteur électrique.
[Revendication 2] Système propulsif électrique d'aéronef selon la revendication 1, dans lequel les premiers et second convertisseurs de puissance (22A, 22B) sont alimentés par deux sources d'alimentation haute tension continue (24A, 24B) indépendantes l'une de l'autre et dimensionnées chacune à la moitié de la puissance totale.
[Revendication 3] Système propulsif électrique d'aéronef selon la revendication 1 ou la revendication 2, dans lequel les première et seconde unités de commande (20A, 20B) sont alimentées depuis des première et seconde sources d'alimentation basse tension continue (26A, 26B).
[Revendication 4] Système propulsif électrique d'aéronef selon la revendication 3, comportant en outre une logique OU à diodes (30) pour alimenter les première et seconde unités de commande depuis l'une ou l'autre des première et seconde sources d'alimentation basse tension continue.
[Revendication 5] Système propulsif électrique d'aéronef selon la revendication 1 ou la revendication 2, dans lequel les stators bobinés comportent plus de trois phases sur une même étoile ou sont bobinés sur plusieurs étoiles triphasées avec des neutres distincts et dans lequel le nombre de voies est égal ou supérieur à deux, typiquement quatre ou six.
[Revendication 6] Système de régulation et de surveillance de moteur électrique d'aéronef, comprenant un système de régulation configuré pour commander au moins un moteur électrique (10), le système de régulation comprenant : une première voie (18A) comprenant une première unité de commande (20A) configurée pour calculer une consigne pour le au moins un moteur électrique en fonction d'informations de mesures issues d'un système de mesures, une seconde voie (18B) comprenant une seconde unité de commande (20B) configurée pour calculer une consigne pour l'au moins un moteur électrique en fonction des informations de mesures issues du système de mesures, caractérisé en ce que le au moins un moteur électrique comporte un rotor (12) et deux stators bobinés en étoile (14A, 14B) et en ce que la première unité de commande (20A) de la première voie (18A) est reliée à l'un des deux stators bobinés en étoile via un premier convertisseur de puissance (22A) et la seconde unité de commande (20B) de la seconde voie (18B) est reliée à l'autre des deux stators bobinés en étoile via un second convertisseur de puissance (22B), chacune des première et seconde voies étant dimensionnée à la moitié de la puissance totale du moteur électrique.
[Revendication 7] Système de régulation et de surveillance de moteur électrique d'aéronef selon la revendication 6, dans lequel les unités de commande ont une conception dissimilaire pour éviter toute panne commune.
[Revendication 8] Système de régulation et de surveillance de moteur électrique d'aéronef selon la revendication 6 ou la revendication 7, dans lequel le premier convertisseur de puissance (INVERTERA) est relié à une première unité de surveillance (MONA) et le second convertisseur de puissance (INVERTERB) est relié à une seconde unité de surveillance (MONB).
[Revendication 9] Système de régulation et de surveillance de moteur électrique d'aéronef selon la revendication 6 ou la revendication 7, dans lequel les premier et second convertisseurs de puissance (INVERTERA, INVERTERB) sont reliés à une unité de surveillance commune (MON).
[Revendication 10] Système de régulation et de surveillance de moteur électrique d'aéronef selon la revendication 8 ou la revendication 9, dans lequel les unités de surveillance (MONA, MONB, MON] comportent chacune une entrée de réinitialisation (RESET) en cas de défaillance fonctionnelle de ces unités de surveillance.
[Revendication 11] Système de régulation et de surveillance de moteur électrique d'aéronef selon l'une quelconque des revendications 6 à 10, dans lequel le système de mesures délivre les mêmes données aux unités de commande et aux unités de surveillance d'une même voie. [Revendication 12] Système de régulation et de surveillance de moteur électrique d'aéronef selon la revendication 11, dans lequel les unités de surveillance sont aptes à arrêter (STOPA, STOPB) les convertisseurs de puissance en cas de défaillances détectées dans ces données.
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