EP4662124A1 - Helice de turbomachine d'aeronef comprenant un systeme d'alimentation autonome d'organes de chauffage pour le degivrage et procede associe - Google Patents

Helice de turbomachine d'aeronef comprenant un systeme d'alimentation autonome d'organes de chauffage pour le degivrage et procede associe

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EP4662124A1
EP4662124A1 EP24700807.1A EP24700807A EP4662124A1 EP 4662124 A1 EP4662124 A1 EP 4662124A1 EP 24700807 A EP24700807 A EP 24700807A EP 4662124 A1 EP4662124 A1 EP 4662124A1
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EP
European Patent Office
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power supply
propeller
rotor
turbomachine
supply system
Prior art date
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Pending
Application number
EP24700807.1A
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German (de)
English (en)
Inventor
Djemouai Hadjidj
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Safran Electrical and Power SAS
Original Assignee
Safran Electrical and Power SAS
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Filing date
Publication date
Application filed by Safran Electrical and Power SAS filed Critical Safran Electrical and Power SAS
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Pending legal-status Critical Current

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    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
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    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Definitions

  • the present invention relates to the de-icing of a propeller of a turbomachine of an aircraft.
  • an aircraft comprises one or more turbomachines to enable propulsion.
  • a turbomachine comprises at least one rotating shaft configured to drive a propeller in rotation, in particular, via a speed reducer known to those skilled in the art under the designation RGB for “Reduction Gear Box”.
  • a propeller comprises an axially extending cone from which a plurality of radial blades extend.
  • frost may form on the propeller blades.
  • a heating member is in the form of a heating mat comprising a plurality of resistors which are positioned on the leading edge of the blade but also on the cone.
  • the heating members are activated intermittently in order to separate the layers of frost. The layers of frost are then ejected due to the centrifugal force linked to the rotation of the propeller.
  • the heating elements are electrically powered and it is necessary to provide a significant electrical power in order to de-ice the propeller optimally.
  • the electrical power is supplied to the de-icing system by an electrical source internal to the aircraft or the turbomachine.
  • the electrical source is positioned in a fixed reference frame while the heating elements are positioned in a rotating reference frame linked to the blades.
  • the rotating transformer is connected to an electrical source via power harnesses.
  • the installation of power harnesses from the electrical source to the transformer is complex and increases the mass and size of the turbomachine. This is particularly penalizing during maintenance operations.
  • the routing of the power harnesses through several parts of the turbomachine is problematic since they require the creation of bending radii that are often unfeasible given the limited space requirement.
  • the invention aims to eliminate at least some of these drawbacks by proposing a heating element power supply system which is simple to install and maintain while having reduced mass and volume.
  • the invention relates to an aircraft turbomachine propeller comprising a cone extending axially along an axis and blades, the propeller being configured to be driven in rotation by a shaft of the turbomachine, the propeller comprising a plurality of heating members and a system for electrically supplying the heating members.
  • the invention is remarkable in that the electrical power system is mounted in the cone and configured to generate electrical energy autonomously from the rotation of the turbomachine shaft.
  • the invention it is not necessary to provide a power harness, which limits the mass and size of the power supply system.
  • the electrical power supply system is autonomous, there is no need to carry out time-consuming connection steps with power harnesses.
  • An electrical power supply system can be replaced in a practical manner.
  • a mounting in the cone is advantageously accessible.
  • this makes it possible to carry out de-icing without taking into account the main electrical sources of the aircraft, which has advantages for their dimensioning by limiting the integration constraints between the turbomachine and the aircraft.
  • the electrical energy is generated directly in a rotating reference point attached to the cone, which eliminates the need for a converter.
  • the power supply system includes a permanent magnet synchronous generator configured to generate electrical energy autonomously from the rotation of the turbomachine shaft.
  • a generator makes it possible to generate an electric current making it possible to power the heating members.
  • the permanent magnet synchronous generator comprises a first stator fulfilling an inductor function and a first rotor fulfilling an armature function, the first rotor being rotationally fixed to the shaft of the turbomachine.
  • the first stator fulfills the inductor function and not the first rotor. This makes it possible to generate an electric current directly in the first rotor in order to power the heating members directly in the rotating reference frame. It is advantageous to do without a rotating transformer which requires an alternative electrical source and harnesses to route the electrical power supply to the transformer.
  • the first stator fulfills a magnet inductor function.
  • the first rotor extends radially outwardly from the first stator. This makes it possible to supply the heating members located on the outer periphery of the propeller as closely as possible.
  • the armature is positioned radially outward and the inductor (magnets) is positioned radially inward.
  • the power supply system comprises a single electrical machine, in particular, only a permanent magnet synchronous generator.
  • the electrical power supply system comprises an electrical power supply machine comprising a second stator fulfilling an inductor function and a second rotor fulfilling an armature function, the second rotor being rotationally fixed to the shaft of the turbomachine, the second stator being powered from the permanent magnet synchronous generator.
  • the second stator is wound.
  • a two-stage power supply system advantageously avoids the use of a rotating converter in the rotating reference frame.
  • the power supply electric machine provides a power supply current directly to the heating elements.
  • the power supply electric machine has a wound inductor and requires a power supply to become autonomous.
  • the second rotor extends radially outwardly to the second stator. This makes it possible to naturally synchronize the supply of energy to the rotating reference and to supply as closely as possible the heating members located at the outer periphery of the propeller.
  • the second stator is powered by the first stator of the permanent magnet synchronous generator.
  • the power supply system comprises a control computer configured to convert the supply current provided by the permanent magnet synchronous generator according to the supply current of the heating members.
  • the control computer directly supplies the second stator.
  • the control computer preferably belongs to the fixed reference.
  • the power supply electrical machine is positioned downstream of the permanent magnet synchronous generator. This makes it possible to limit the overhang by positioning the heaviest equipment downstream.
  • the power supply system comprises an excitation electric machine comprising a third stator fulfilling an inductor function and a third rotor fulfilling an armature function, the third rotor being rotationally fixed to the shaft of the turbomachine, the third stator being powered by the permanent magnet synchronous generator, the first rotor powering the excitation electric machine which powers the supply electric machine so as to form a three-stage power supply system.
  • the power supply system comprises three generators in cascade which share in common a fixed shaft and a rotating shaft.
  • the excitation electric machine is positioned upstream of the supply electric machine, preferably downstream of the permanent magnet synchronous generator. This makes it possible to limit the overhang by positioning the heaviest equipment downstream.
  • the third rotor extends radially outwardly of the third stator.
  • the propeller comprising a fixed reference mark and a rotating reference mark integral in rotation with the cone, each rotor belongs to the rotating reference mark while each stator belongs to the fixed reference mark.
  • the power supply system includes a control computer configured to convert the power supply current provided by the permanent magnet synchronous generator based on the power supply current of the heating members.
  • the power supply system includes a defrost controller configured to provide the control computer with a power command, the control computer being configured to convert the supply current provided by the permanent magnet synchronous generator based on the supply current of the heaters and the power command.
  • control computer is powered by the first rotor of the permanent magnet synchronous generator and the third rotor is powered by the control computer.
  • control computer preferably belongs to the rotating reference frame.
  • the power supply system comprises an electrical switch connected to a plurality of heating members.
  • the power supply system thus ensures generation and distribution.
  • a sequential control makes it possible to limit the size of the power supply system and allows it to be mounted in the cone.
  • the electrical switch is integral with the rotating marker.
  • the integration of an electrical switch in the power supply system makes it possible to aggregate all the functions linked to heating within a single piece of equipment, which facilitates both installation and maintenance.
  • the defrost controller is configured to provide the electrical switch with a sequence command to control sequential powering of the heaters.
  • the propeller comprises at least one speed reducer mounted between the shaft of the turbomachine and the cone.
  • the heating members are resistive.
  • the invention will be presented for an aircraft comprising a plurality of propeller turbomachines for providing propulsion of the aircraft, in particular, a plurality of turboprops.
  • the propeller 1 comprises a cone 10, extending axially along an axis X, oriented from upstream to downstream on the , and blades 11 which extend, in this example, radially relative to the X axis.
  • the propeller 1 is configured to be driven in rotation by a shaft of the turbomachine A in order to rotate the blades 11 and generate propulsion work.
  • the propeller 1 comprises a speed reducer RED mounted between the shaft of the turbomachine A and the cone 10 in order to modify the speed ratio.
  • the propeller 1 comprises a fixed mark RF and a rotating mark RT integral in rotation with the cone 10.
  • the propeller 1 comprises a plurality of heating members 2 in order to allow the de-icing of the propeller 1.
  • a heating member 2 is in the form of a heating mat comprising a plurality of resistors which are positioned on a leading edge of a blade 11 and on the cone 10.
  • the heating members 2 are activated intermittently in order to separate the layers of frost. The layers of frost are then ejected due to the centrifugal force linked to the rotation of the propeller 1.
  • the propeller 1 comprises an electrical power supply system 3 for powering the heating elements 2.
  • the electrical power supply system 3 is mounted in the cone 10 of the propeller 1 and is autonomous.
  • autonomous it is meant that the electrical power supply system 3 generates electrical energy only from the mechanical torque provided by the shaft of the turbomachine A without resorting to an external source as in the prior art. This advantageously makes it possible to do without power supply harnesses which increase the mass, size and complexity.
  • the electrical power supply system 3 can be maintained and replaced in a practical and rapid manner.
  • the electrical power supply system 3 comprises a permanent magnet synchronous generator 4 configured to generate electrical energy autonomously from the rotation of the shaft of the turbomachine A.
  • the permanent magnet synchronous generator 4 comprises a first stator 41 fulfilling an inductor function and a first rotor 42 fulfilling an armature function, the first rotor 42 being integral in rotation with the shaft of the turbomachine A. This advantageously makes it possible to generate an electric current I4 at the first rotor 42 to power the heating members 2.
  • the electrical power supply system 3 comprises an electrical switch 5 connected to a plurality of heating members 2.
  • the electrical switch 5 makes it possible to control the sequential power supply of the heating members 2.
  • the electrical switch 5 is powered directly by the permanent magnet synchronous generator 4.
  • the current which powers the electrical switch 5 is referred to as “power supply current Ia”.
  • the electrical power supply system 3 comprises a single electrical machine which is the permanent magnet synchronous generator 4.
  • the electrical switch 5 further comprises an electrical converter 50, in particular an active (controlled) rectifier, in order to convert the supply current Ia into direct current.
  • an electrical converter 50 in particular an active (controlled) rectifier, in order to convert the supply current Ia into direct current.
  • the electrical converter is not shown in all embodiments of the invention. It is shown in the to convert the current from the permanent magnet synchronous generator 4. As shown in , the electrical switch 5 is secured to the rotating reference RT to supply the heating elements 2.
  • an electrical converter is optional and that the electrical switch 5 could be supplied directly with alternating current.
  • the electrical converter could also be passive (not controlled) and be in the form of a diode bridge, for example.
  • the power supply system 3 further comprises a defrosting controller 6 configured to define the defrosting strategy, in particular, a power command C1 and a sequence command C2 which are sent to the electrical switch 5.
  • the electrical switch 5 comprises a power converter 50 which receives the power command C1 to adjust the desired power.
  • the first rotor 42 of the permanent magnet synchronous generator 4 belongs to the rotating frame RT while the first stator 41 of the permanent magnet synchronous generator 4 belongs to the fixed frame RF.
  • the first rotor 42 and the electrical switch 5 are connected to a rotating casing 12.
  • the permanent magnet synchronous generator 4 is of the "inverted" type since the first rotor 42 extends radially outwardly to the first stator 41 relative to the X axis.
  • the permanent magnet synchronous generator 4 comprises a plurality of magnets 410 on the periphery of its first stator 41.
  • Such a power supply system 3 is advantageous since it comprises little equipment and allows easy and practical maintenance.
  • the power supply system 3 is advantageously autonomous.
  • the rotating casing 12 is also preferably driven via the reducer RED.
  • the rotation of the first rotor 42 of the permanent magnet synchronous generator 4 makes it possible to generate an induced current I4 by magnetic interaction with the magnets 410 of the first stator 41 which belongs to the fixed reference frame RF.
  • the induced current I4 corresponds to the supply current Ia of the electrical switch 5.
  • the defrost controller 6 sends a power command C1 and a sequence command C2 to the electrical switch 5 which makes it possible to define the control strategy of the heating elements 2, i.e. the power and the defrosting time delay.
  • the electrical power supply system 3 is autonomous and independent. This makes it possible to make the de-icing devices independent of the aircraft generation and distribution system, which avoids oversizing and limits constraints.
  • the permanent magnet synchronous generator 4 is associated with a power converter 50 controlled in the rotating reference frame RT to manage the power level to be supplied to the heating members 2. This affects the reliability and availability of the electrical power supply system 3. In this embodiment, the permanent magnet synchronous generator 4 must remain permanently active even in non-icing conditions, which increases the fire risk and limits its lifespan.
  • a second embodiment is shown in .
  • elements identical or similar to the first embodiment are not described again.
  • the electrical power supply system 3 further comprises an electrical power supply machine 7 comprising a second stator 71 fulfilling an inductor function and a second rotor 72 fulfilling an armature function.
  • the second rotor 72 is rotationally integral with the shaft of the turbomachine A.
  • the second stator 71 is powered by the permanent magnet synchronous generator 4, in particular, via the first stator 41.
  • a two-stage architecture advantageously makes it possible to reduce the size of the permanent magnet synchronous generator 4, in particular, by eliminating the power converter 50 presented in FIG. , which allows an overall reduction in the mass and size of the power supply system 3.
  • the power supply system 3 further comprises a control computer 8. As illustrated in , the second stator 71 is supplied indirectly by the permanent magnet synchronous generator 4 via the control computer 8.
  • the control computer 8 comprises an electrical converter of the rectifier type.
  • the control computer 8 can also supply direct or alternating current to other auxiliary electrical loads AUX.
  • the control computer 8 is configured to receive the power command C1 from the defrost controller 6 so as to precisely determine the current I8 to be supplied to the second stator 71.
  • control computer 8 is connected to a current sensor 80 configured to measure the current I7 supplied by the second rotor 72 of the electrical supply machine 7. This advantageously allows the control computer 8 to determine the current I8 to be supplied to the second stator 71 by control from the power command C1 and the supply current Ia (current I7 supplied by the second rotor 72).
  • the control computer 8 could measure any physical quantity (current or voltage) which is the image of the current I7.
  • the permanent magnet synchronous generator 4 and the control computer 8 are sized to directly supply the excitation power to the electrical supply machine 7, i.e. approximately 1/ 10th of the power of the heating members 2.
  • a third embodiment is shown in .
  • elements identical or similar to the second embodiment are not described again.
  • the electrical power supply system 3 further comprises an electrical excitation machine 9 comprising a third stator 91 fulfilling an armature function and a third rotor 92 fulfilling an inductor function.
  • the third rotor 92 is rotationally integral with the shaft of the turbomachine A.
  • the third rotor 92 is powered by the permanent magnet synchronous generator 4, in particular, via the first rotor 42. Such a power supply is convenient since they all belong to the rotating frame RT.
  • the third rotor 92 of the excitation electric machine 9 is supplied indirectly by the first rotor 42 of the permanent magnet synchronous generator 4 via the control computer 8.
  • the permanent magnet synchronous generator 4 generates an alternating current I4 in the first rotor 42 which is transformed by the control computer 8 into direct current I8 to supply the third rotor 92.
  • the second stator 71 of the supply electric machine 7 is supplied by the third stator 91 of the excitation electric machine 9 as illustrated in .
  • the third stator 91 of the excitation electric machine 9 generates an alternating current which is rectified via a rectifier 93 to supply the second stator 71 of the supply electric machine 7 with a direct current I9.
  • the rectifier 93 is in the form of a diode bridge.
  • a three-stage architecture advantageously makes it possible to reduce the overall mass and size of the electrical power supply system 3.
  • the permanent magnet synchronous generator 4 and the electrical excitation machine 9 are small in size compared to the second embodiment of the (approximately 1/ 100th of the power of the heating elements 2).
  • the permanent magnet synchronous generator 4 is the main (and only) equipment that supplies electrical power to the heating members 2.
  • the permanent magnet synchronous generator 4 is a secondary source of excitation of the power supply electric machine 7.
  • the permanent magnet synchronous generator 4 supplies approximately 10% of the electrical power to the heating members 2.
  • the permanent magnet synchronous generator 4 is also a secondary source of excitation of the power supply electric machine 7.
  • the permanent magnet synchronous generator 4 supplies approximately 1% of the electrical power to the heating members 2.
  • control computer 8 is configured to receive the power command C1 from the defrosting controller 6 so as to precisely determine the current I8 to be supplied to the third rotor 92.
  • the control computer 8 is connected to a current sensor 81 configured to measure the current I7 (mI7) supplied by the second rotor 72 of the supply electrical machine 7.
  • a current sensor 81 configured to measure the current I7 (mI7) supplied by the second rotor 72 of the supply electrical machine 7.
  • a three-stage 3-phase power supply system allows for simple and easy-to-maintain integration while saving weight and mass.
  • the speed reducer comprises a cooling circuit, for example an oil circuit, which supplies a cooling circuit of the power supply system in a synergistic manner.

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Abstract

Une hélice de turbomachine d'aéronef comprenant un cône s'étendant axialement selon un axe (X) et des pales, l'hélice étant configurée pour être entraînée en rotation par un arbre de la turbomachine (A), l'hélice comprenant une pluralité d'organes de chauffage (2) et un système d'alimentation électrique (3) des organes de chauffage (2), le système d'alimentation électrique (3) étant monté dans le cône et configuré pour générer de l'énergie électrique de manière autonome à partir de la rotation de l'arbre de la turbomachine (A).

Description

    Hélice de turbomachine d’aéronef comprenant un système d’alimentation autonome d’organes de chauffage pour le dégivrage et procédé associé
  • La présente invention concerne le dégivrage d’une hélice d’une turbomachine d’un aéronef.
  • De manière connue, un aéronef comporte une ou plusieurs turbomachines pour permettre la propulsion. Une turbomachine comporte au moins un arbre rotatif configuré pour entrainer en rotation une hélice, en particulier, via un réducteur de vitesse connu de l’homme du métier sous la désignation de RGB pour « Reduction Gear Box ». De manière connue, une hélice comporte un cône s’étendant axialement depuis lequel s’étendent une pluralité d’aubes radiales.
  • Au cours du vol de l’aéronef, du givre est susceptible de se former sur les pales de l’hélice. Pour le retirer, il est connu d’équiper les pales de l’hélice avec une pluralité d’organes de chauffage. De manière connue, un organe de chauffage se présente sous la forme d’un tapis chauffant comprenant une pluralité de résistances qui sont positionnées sur le bord d’attaque de l’aube mais également sur le cône. En présence de conditions givrantes, les organes de chauffage sont activés de manière intermittente afin de désolidariser les couches de givre. Les couches de givre sont ensuite éjectées du fait de la force centrifuge liée à la rotation de l’hélice.
  • Les organes de chauffage sont alimentés électriquement et il est nécessaire de prévoir une puissance électrique importante afin de dégivrer l’hélice de manière optimale. La puissance électrique est fournie au système de dégivrage par une source électrique interne à l’aéronef ou à la turbomachine. En pratique, la source électrique est positionnée dans un repère fixe tandis que les organes de chauffage sont positionnés dans un repère tournant liés aux pales. Pour permettre le transfert d’énergie, il est nécessaire de prévoir un transformateur tournant. Le transformateur tournant est relié à une source électrique via des harnais d’alimentation. La mise en place de harnais d’alimentation de la source électrique jusqu’au transformateur est complexe et augmente la masse et l’encombrement de la turbomachine. Cela est particulièrement pénalisant lors des opérations de maintenance. En outre, l’acheminement des harnais de puissance à travers plusieurs parties de la turbomachine est problématique étant donné qu’ils imposent de réaliser des rayons de courbure souvent infaisables vue l’encombrement restreint.
  • L’invention vise à éliminer au moins certains de ces inconvénients en proposant un système d’alimentation des organes chauffants qui soit simple à installer et à maintenir tout en ayant une masse et un volume réduits.
    •  PRESENTATION DE L’INVENTION
  • L’invention concerne une hélice de turbomachine d’aéronef comprenant un cône s’étendant axialement selon un axe et des pales, l’hélice étant configurée pour être entrainée en rotation par un arbre de la turbomachine, l’hélice comprenant une pluralité d’organes de chauffage et un système d’alimentation électrique des organes de chauffage.
  • L’invention est remarquable en ce que le système d’alimentation électrique est monté dans le cône et configuré pour générer de l’énergie électrique de manière autonome à partir de la rotation de l’arbre de la turbomachine.
  • Grâce à l’invention, il n’est pas nécessaire de prévoir un harnais d’alimentation, ce qui limite la masse et l’encombrement du système d’alimentation. En outre, étant donné que le système d’alimentation électrique est autonome, il n’existe aucun besoin de réaliser des étapes chronophages de connexion avec des harnais d’alimentation. Un système d’alimentation électrique peut être remplacé de manière pratique. Un montage dans le cône est avantageusement accessible. De manière avantageuse, cela permet de réaliser un dégivrage sans tenir compte des sources électriques principales de l’aéronef, ce qui présente des avantages pour leur dimensionnement en limitant les contraintes d’intégration entre la turbomachine et l’aéronef.
  • De manière avantageuse, l’énergie électrique est générée directement dans un repère tournant solidaire du cône, ce qui permet de s’affranchir d’un convertisseur.
  • Selon un aspect, le système d’alimentation électrique comporte une génératrice synchrone à aimants permanents configurée pour générer de l’énergie électrique de manière autonome à partir de la rotation de l’arbre de la turbomachine. Une telle génératrice permet de générer un courant électrique permettant d’alimenter les organes de chauffage.
  • Selon un aspect, la génératrice synchrone à aimants permanents comporte un premier stator remplissant une fonction d’inducteur et un premier rotor remplissant une fonction d’induit, le premier rotor étant solidaire en rotation de l’arbre de la turbomachine. Ainsi, contrairement à une génératrice synchrone à aimants permanents traditionnelle, le premier stator remplit la fonction d’inducteur et non le premier rotor. Cela permet de générer un courant électrique directement dans le premier rotor afin d’alimenter les organes de chauffage directement dans le repère tournant. On peut avantageusement se passer d’un transformateur tournant qui nécessite une source électrique alternative et des harnais pour acheminer l’alimentation électrique jusqu’au transformateur. De préférence, le premier stator remplit une fonction d’inducteur à aimants.
  • De préférence, le premier rotor s’étend de manière radialement extérieure au premier stator. Cela permet d’alimenter au plus près les organes de chauffage situés à la périphérie extérieure de l’hélice.
  • Selon un aspect, l’induit est positionné radialement à l’extérieur et l’inducteur (aimants) est positionné radialement à l’intérieur.
  • Selon un aspect, le système d’alimentation électrique comporte une unique machine électrique, en particulier, uniquement une génératrice synchrone à aimants permanents.
  • Selon un aspect, le système d’alimentation électrique comporte une machine électrique d’alimentation comportant un deuxième stator remplissant une fonction d’inducteur et un deuxième rotor remplissant une fonction d’induit, le deuxième rotor étant solidaire en rotation de l’arbre de la turbomachine, le deuxième stator étant alimenté à partir de la génératrice synchrone à aimants permanents. De préférence, le deuxième stator est bobiné.
  • Un système d’alimentation électrique à deux étages permet avantageusement d’éviter l’utilisation d’un convertisseur tournant dans le repère tournant. La machine électrique d’alimentation permet de fournir un courant d’alimentation directement aux organes de chauffage. La machine électrique d’alimentation est à inducteur bobiné et nécessite une alimentation pour devenir autonome.
  • Selon un aspect, le deuxième rotor s’étend de manière radialement extérieure au deuxième stator. Cela permet de synchroniser naturellement la fourniture d’énergie au repère tournant et d’alimenter au plus près les organes de chauffage situés à la périphérie extérieure de l’hélice.
  • Selon un aspect, le deuxième stator est alimenté par le premier stator de la génératrice synchrone à aimants permanents.
  • Selon un aspect, le système d’alimentation électrique comporte un calculateur de contrôle configuré pour convertir le courant d’alimentation fourni par la génératrice synchrone à aimants permanents en fonction du courant d’alimentation des organes de chauffage. De préférence, le calculateur de contrôle alimente directement le deuxième stator. Dans ce cas, le calculateur de contrôle appartient de préférence au repère fixe.
  • Selon un aspect, la machine électrique d’alimentation est positionnée en aval de la génératrice synchrone à aimants permanents. Cela permet de limiter le porte-à faux en positionnant les équipements les plus lourds vers l’aval.
  • Selon un aspect, le système d’alimentation électrique comporte une machine électrique d’excitation comportant un troisième stator remplissant une fonction d’inducteur et un troisième rotor remplissant une fonction d’induit, le troisième rotor étant solidaire en rotation de l’arbre de la turbomachine, le troisième stator étant alimenté par la génératrice synchrone à aimants permanents, le premier rotor alimentant la machine électrique d’excitation qui alimente la machine électrique d’alimentation de manière à former un système d’alimentation électrique à trois étages. Autrement dit, le système d’alimentation électrique comporte trois génératrices en cascade qui partagent en commun un arbre fixe et un arbre tournant.
  • Selon un aspect, la machine électrique d’excitation est positionnée en amont de la machine électrique d’alimentation, de préférence, en aval de la génératrice synchrone à aimants permanents. Cela permet de limiter le porte-à faux en positionnant les équipements les plus lourds vers l’aval.
  • Selon un aspect, le troisième rotor s’étend de manière radialement extérieure au troisième stator.
  • Selon un aspect, l’hélice comprenant un repère fixe et un repère tournant solidaire en rotation du cône, chaque rotor appartient au repère tournant tandis que chaque stator appartient au repère fixe.
  • Selon un aspect, le système d’alimentation électrique comporte un calculateur de contrôle configuré pour convertir le courant d’alimentation fourni par la génératrice synchrone à aimants permanents en fonction du courant d’alimentation des organes de chauffage.
  • Selon un aspect, le système d’alimentation électrique comporte un contrôleur de dégivrage configuré pour fournir au calculateur de contrôle une commande de puissance, le calculateur de contrôle étant configuré pour convertir le courant d’alimentation fourni par la génératrice synchrone à aimants permanents en fonction du courant d’alimentation des organes de chauffage et de la commande de puissance.
  • Selon un aspect, le calculateur de contrôle est alimenté par le premier rotor de la génératrice synchrone à aimants permanents et le troisième rotor est alimenté par le calculateur de contrôle. Dans ce cas, le calculateur de contrôle appartient de préférence au repère tournant.
  • Selon un aspect, le système d’alimentation électrique comporte un commutateur électrique relié à une pluralité d’organes de chauffage. Le système d’alimentation électrique assure ainsi la génération et la distribution. Une commande séquentielle permet de limiter la dimension du système d’alimentation et permet son montage dans le cône. De préférence, le commutateur électrique est solidaire du repère tournant.
  • De manière avantageuse, l’intégration d’un commutateur électrique dans le système d’alimentation permet d’agréger au sein d’un même équipement l’ensemble des fonctions liées au chauffage, ce qui facilite la mise en place mais également la maintenance.
  • Selon un aspect, le contrôleur de dégivrage est configuré pour fournir au commutateur électrique une commande de séquence afin de commander une alimentation séquentielle des organes de chauffage.
  • Selon un aspect, l’hélice comprend au moins un réducteur de vitesse monté entre l’arbre de la turbomachine et le cône. Cela permet avantageusement au système d’alimentation électrique de tirer partie des paliers du réducteur de vitesse sans intégrer de paliers propres au système d’alimentation électrique. Cela permet de limiter l’entrefer dans les machines électriques et améliore ainsi la fiabilité de la génération. Il va néanmoins de soi que le système d’alimentation électrique pourrait comprendre ses propres paliers.
  • Selon un aspect, les organes de chauffage sont résistifs.
  • L’invention concerne en outre un procédé d’utilisation d’une hélice telle que présentée précédemment, comprenant des étapes consistant à :
    • Entrainer en rotation l’arbre de turbomachine pour entrainer en rotation les pales et
    • Générer de l’énergie électrique à partir de la rotation l’arbre de turbomachine de manière à alimenter électriquement les organes de chauffage afin de dégivrer l’hélice. 
     PRESENTATION DES FIGURES
  • L’invention sera mieux comprise à la lecture de la description qui va suivre, donnée à titre d’exemple, et se référant aux figures suivantes, données à titre d’exemples non limitatifs, dans lesquelles des références identiques sont données à des objets semblables.
  • La est une représentation schématique d’une hélice avec un système d’alimentation électrique des organes de chauffage selon l’invention.
  • La est une représentation schématique d’une première forme de réalisation d’un système d’alimentation électrique.
  • La est une représentation schématique d’une deuxième forme de réalisation d’un système d’alimentation électrique.
  • La est une représentation schématique d’une troisième forme de réalisation d’un système d’alimentation électrique.
  • Il faut noter que les figures exposent l’invention de manière détaillée pour mettre en œuvre l’invention, lesdites figures pouvant bien entendu servir à mieux définir l’invention le cas échéant.
    •  DESCRIPTION DETAILLEE DE L’INVENTION
  • L’invention va être présentée pour un aéronef comprenant une pluralité de turbomachines à hélice pour assurer la propulsion de l’aéronef, en particulier, une pluralité de turbopropulseurs.
  • En référence à la , il est représenté de manière schématique une hélice de turbomachine d’aéronef 1. L’hélice 1 comprend un cône 10, s’étendant axialement selon un axe X, orienté de l’amont vers l’aval sur la , et des pales 11 qui s’étendent, dans cet exemple, radialement par rapport à l’axe X.
  • L’hélice 1 est configurée pour être entrainée en rotation par un arbre de la turbomachine A afin de faire tourner les pales 11 et générer un travail de propulsion. De manière préférée, comme illustré à la , l’hélice 1 comprend un réducteur de vitesse RED monté entre l’arbre de la turbomachine A et le cône 10 afin de modifier le rapport de vitesse. L’hélice 1 comprend un repère fixe RF et un repère tournant RT solidaire en rotation du cône 10.
  • L’hélice 1 comprend une pluralité d’organes de chauffage 2 afin de permettre le dégivrage de l’hélice 1. De manière connue, un organe de chauffage 2 se présente sous la forme d’un tapis chauffant comprenant une pluralité de résistances qui sont positionnées sur un bord d’attaque d’une pale 11 et sur le cône 10. En présence de conditions givrantes, les organes de chauffage 2 sont activés de manière intermittente afin de désolidariser les couches de givre. Les couches de givre sont ensuite éjectées du fait de la force centrifuge liée à la rotation de l’hélice 1. En référence à la , l’hélice 1 comporte un système d’alimentation électrique 3 pour alimenter les organes de chauffage 2.
  • Selon l’invention, le système d’alimentation électrique 3 est monté dans le cône 10 de l’hélice 1 et est autonome. Par autonome, on entend que le système d’alimentation électrique 3 génère de l’énergie électrique qu’à partir du couple mécanique fourni par l’arbre de la turbomachine A sans recourir à une source externe comme dans l’art antérieur. Cela permet avantageusement de s’affranchir de harnais d’alimentation qui augmentent la masse, l’encombrement et la complexité. Le système d’alimentation électrique 3 peut être maintenu et remplacé de manière pratique et rapide.
  • Selon un aspect de l’invention, en référence à la , le système d’alimentation électrique 3 comporte une génératrice synchrone à aimants permanents 4 configurée pour générer de l’énergie électrique de manière autonome à partir de la rotation de l’arbre de la turbomachine A. La génératrice synchrone à aimants permanents 4 comportant un premier stator 41 remplissant une fonction d’inducteur et un premier rotor 42 remplissant une fonction d’induit, le premier rotor 42 étant solidaire en rotation de l’arbre de la turbomachine A. Cela permet avantageusement de générer un courant électrique I4 au niveau du premier rotor 42 pour alimenter les organes de chauffage 2.
  • Selon une première forme de réalisation, en référence à la , le système d’alimentation électrique 3 comprend un commutateur électrique 5 relié à une pluralité d’organes de chauffage 2. De manière avantageuse, le commutateur électrique 5 permet de commander l’alimentation séquentielle des organes de chauffage 2.
  • Dans cette première forme de réalisation, le commutateur électrique 5 est alimenté directement par la génératrice synchrone à aimants permanents 4. Par la suite, on désigne « courant d’alimentation Ia » le courant qui alimente le commutateur électrique 5.
  • Dans cet exemple, le commutateur électrique 5 est alimenté directement par le premier rotor 42 de la génératrice synchrone à aimants permanents 4 (Ia=I4). Selon un aspect, le système d’alimentation électrique 3 comporte une unique machine électrique qui est la génératrice synchrone à aimants permanents 4.
  • De manière préférée, le commutateur électrique 5 comporte en outre un convertisseur électrique 50, en particulier, un redresseur actif (piloté), afin de convertir le courant d’alimentation Ia en courant continu. Par souci de clarté et de concision, le convertisseur électrique n’est pas représenté sur les toutes les formes de réalisation de l’invention. Il est représenté sur la pour convertir le courant issu de la génératrice synchrone à aimants permanents 4. Comme illustré à la , le commutateur électrique 5 est solidarisé au repère tournant RT pour alimenter les organes de chauffage 2. Selon les architectures, il va néanmoins de soi qu’un convertisseur électrique est optionnel et que le commutateur électrique 5 pourrait être alimenté directement en alternatif. Le convertisseur électrique pourrait par ailleurs être passif (non piloté) et se présenter, par exemple, sous forme d’un pont de diodes.
  • Toujours en référence à la , le système d’alimentation 3 comporte en outre un contrôleur de dégivrage 6 configuré pour définir la stratégie de dégivrage, en particulier, une commande de puissance C1 et une commande de séquence C2 qui sont émises vers le commutateur électrique 5. Dans cet exemple, le commutateur électrique 5 comporte un convertisseur de puissance 50 qui reçoit la commande de puissance C1 pour régler la puissance désirée.
  • Le premier rotor 42 de la génératrice synchrone à aimants permanents 4 appartient au repère tournant RT tandis que le premier stator 41 de la génératrice synchrone à aimants permanents 4 appartient au repère fixe RF. Dans cet exemple, le premier rotor 42 et le commutateur électrique 5 sont reliés à un carter tournant 12. La génératrice synchrone à aimants permanents 4 est du type « inversé » étant donné que le premier rotor 42 s’étend de manière radialement extérieure au premier stator 41 par rapport à l’axe X. Comme illustré à la , la génératrice synchrone à aimants permanents 4 comporte une pluralité d’aimants 410 à la périphérie de son premier stator 41. Une telle architecture permet de synchroniser naturellement la fourniture d’énergie électrique avec le repère tournant RT sans ajout de dispositif supplémentaire comme un transformateur tournant dans l’état de l’art antérieur.
  • Un tel système d’alimentation électrique 3 est avantageux étant donné qu’il comporte peu d’équipements et permet une maintenance aisée et pratique. Le système d’alimentation électrique 3 est avantageusement autonome. Lors de la rotation de l’arbre de turbomachine A, le carter tournant 12 est également entrainé, de préférence, via le réducteur RED.
  • La rotation du premier rotor 42 de la génératrice synchrone à aimants permanents 4 permet de générer un courant induit I4 par interaction magnétique avec les aimants 410 du premier stator 41 qui appartient au repère fixe RF.
  • Le courant induit I4 correspond au courant d’alimentation Ia du commutateur électrique 5. Le contrôleur de dégivrage 6 émet une commande de puissance C1 et une commande de séquence C2 au commutateur électrique 5 qui permet de définir la stratégie de commande des organes de chauffage 2, c’est-à-dire, la puissance et la temporisation de dégivrage.
  • Grâce à l’invention, il n’est pas nécessaire de prévoir un passage pour des harnais d’alimentation. Le système d’alimentation électrique 3 est autonome et indépendant. Cela permet de rendre les organes de dégivrage indépendants du système de génération et de distribution de l’aéronef, ce qui évite un surdimensionnement et limite les contraintes.
  • Dans cette première forme de réalisation, la génératrice synchrone à aimants permanents 4 est associée à un convertisseur de puissance 50 piloté dans le repère tournant RT pour gérer le niveau de puissance à fournir aux organes de chauffage 2. Cela affecte la fiabilité et la disponibilité du système d’alimentation électrique 3. Dans cette forme de réalisation, la génératrice synchrone à aimants permanents 4 doit rester active en permanence même en conditions non givrantes, ce qui augmente le risque feu et limite la durée de vie de cette dernière.
  • Une deuxième forme de réalisation est représentée à la . Par souci de clarté et de concision, les éléments identiques ou analogues à la première forme de réalisation ne sont pas décrits de nouveau.
  • Selon la deuxième forme de réalisation, en référence à la , le système d’alimentation électrique 3 comporte en outre une machine électrique d’alimentation 7 comportant un deuxième stator 71 remplissant une fonction d’inducteur et un deuxième rotor 72 remplissant une fonction d’induit. Le deuxième rotor 72 est solidaire en rotation de l’arbre de la turbomachine A. Le deuxième stator 71 est alimenté par la génératrice synchrone à aimants permanents 4, en particulier, via le premier stator 41.
  • Une architecture à deux étages permet avantageusement de réduire la dimension de la génératrice synchrone à aimants permanents 4, en particulier, par la suppression du convertisseur de puissance 50 présenté à la , ce qui permet une réduction globale de la masse et de l’encombrement du système d’alimentation électrique 3.
  • Afin de contrôler la puissance d’alimentation électrique, le système d’alimentation électrique 3 comporte en outre un calculateur de contrôle 8. Comme illustré à la , le deuxième stator 71 est alimenté indirectement par la génératrice synchrone à aimants permanents 4 via le calculateur de contrôle 8.
  • Comme illustré à la , la génératrice synchrone à aimants permanents 4 génère un courant alternatif I4 dans le premier stator 41 qui est transformé par le calculateur de contrôle 8 en un courant continu I8 pour alimenter le deuxième stator 71 et générer un courant alternatif I7 dans le deuxième rotor 72 afin d’alimenter le commutateur électrique 5 (Ia=I7).
  • Etant donné que le premier stator 41 et le deuxième stator 71 appartiennent au repère fixe RF, il est avantageux de placer le calculateur de contrôle 8 dans le repère fixe RF comme illustré à la . Dans cet exemple, le calculateur de contrôle 8 comporte un convertisseur électrique du type redresseur. De manière optionnelle, en référence à la , le calculateur de contrôle 8 peut également fournir un courant continu ou alternatif à d’autres charges électriques auxiliaires AUX.
  • Le calculateur de contrôle 8 est configuré pour recevoir la commande de puissance C1 du contrôleur de dégivrage 6 de manière à déterminer précisément le courant I8 à fournir au deuxième stator 71.
  • Selon un aspect, comme illustré à la , le calculateur de contrôle 8 est relié à un capteur de courant 80 configuré pour mesurer le courant I7 fourni par le deuxième rotor 72 de la machine électrique d’alimentation 7. Cela permet avantageusement au calculateur de contrôle 8 de déterminer le courant I8 à fournir au deuxième stator 71 par asservissement à partir de la commande de puissance C1 et du courant d’alimentation Ia (courant I7 fourni par le deuxième rotor 72).
  • Etant donné que le deuxième rotor 72 appartient au repère tournant RT et que le calculateur de contrôle 8 appartient au repère fixe RF, il est préférable d’utiliser un capteur inductif 80 sans contact. Il va de soi que le calculateur de contrôle 8 pourrait mesurer toute grandeur physique (courant ou tension) image du courant I7.
  • Dans cette seconde forme de réalisation, la génératrice synchrone à aimants permanents 4 et le calculateur de contrôle 8 sont dimensionnés pour fournir directement la puissance d’excitation à la machine électrique d’alimentation 7, soit environ 1/10ème de la puissance des organes de chauffage 2.
  • Une troisième forme de réalisation est représentée à la . Par souci de clarté et de concision, les éléments identiques ou analogues à la deuxième forme de réalisation ne sont pas décrits de nouveau.
  • Selon la troisième forme de réalisation, en référence à la , le système d’alimentation électrique 3 comporte en outre une machine électrique d’excitation 9 comportant un troisième stator 91 remplissant une fonction d’induit et un troisième rotor 92 remplissant une fonction d’inducteur. Le troisième rotor 92 est solidaire en rotation de l’arbre de la turbomachine A.
  • Le troisième rotor 92 est alimenté par la génératrice synchrone à aimants permanents 4, en particulier, via le premier rotor 42. Une telle alimentation est pratique étant donné qu’ils appartiennent tous au repère tournant RT.
  • Dans cet exemple, le troisième rotor 92 de la machine électrique d’excitation 9 est alimenté indirectement par le premier rotor 42 de la génératrice synchrone à aimants permanents 4 via le calculateur de contrôle 8. Comme illustré à la , la génératrice synchrone à aimants permanents 4 génère un courant alternatif I4 dans le premier rotor 42 qui est transformé par le calculateur de contrôle 8 en courant continu I8 pour alimenter le troisième rotor 92.
  • Le deuxième stator 71 de la machine électrique d’alimentation 7 est alimenté par le troisième stator 91 de la machine électrique d’excitation 9 comme illustré à la . De manière préférée, le troisième stator 91 de la machine électrique d’excitation 9 génère un courant alternatif qui est redressé via un redresseur 93 pour alimenter le deuxième stator 71 de la machine électrique d’alimentation 7 avec un courant continu I9. Dans cet exemple, le redresseur 93 se présente sous la forme d’un pont de diodes. La machine électrique d’alimentation 7 génère un courant alternatif I7 dans le deuxième rotor 72 afin d’alimenter le commutateur électrique 5 (Ia=I7).
  • Une architecture à trois étages permet avantageusement de réduire de manière globale la masse et l’encombrement du système d’alimentation électrique 3. Avec cette architecture, la génératrice synchrone à aimants permanents 4 et la machine électrique d’excitation 9 sont de petite taille comparés à la deuxième forme de réalisation de la (environ 1/100ème de la puissance des organes de chauffage 2).
  • Dans la première forme de réalisation, la génératrice synchrone à aimants permanents 4 est l’équipement principal (et unique) qui fournit la puissance électrique aux organes de chauffage 2. Dans la deuxième forme de réalisation, la génératrice synchrone à aimants permanents 4 est une source secondaire de l'excitation de la machine électrique d’alimentation 7. La génératrice synchrone à aimants permanents 4 fournit environ 10% de la puissance électrique aux organes de chauffage 2. Dans la troisième forme de réalisation, la génératrice synchrone à aimants permanents 4 est également une source secondaire de l'excitation de la machine électrique d’alimentation 7. La génératrice synchrone à aimants permanents 4 fournit environ 1% de la puissance électrique aux organes de chauffage 2.
  • Etant donné que le premier rotor 42 et le troisième rotor 92 appartiennent au repère tournant RT, il est avantageux de placer le calculateur de contrôle 8 dans le repère tournant RT comme illustré à la .
  • De manière analogue à précédemment, le calculateur de contrôle 8 est configuré pour recevoir la commande de puissance C1 du contrôleur de dégivrage 6 de manière à déterminer précisément le courant I8 à fournir au troisième rotor 92.
  • Selon un aspect, comme illustré à la , le calculateur de contrôle 8 est relié à un capteur de courant 81 configuré pour mesurer le courant I7 (mI7) fourni par le deuxième rotor 72 de la machine électrique d’alimentation 7. Cela permet avantageusement au calculateur de contrôle 8 de déterminer le courant I8 à fournir au troisième rotor 92 par asservissement à partir de la commande de puissance C1 et de la mesure mI7 du courant d’alimentation Ia (courant I7 fourni par le deuxième rotor 72). Etant donné que le troisième rotor 92 appartient au repère tournant RT et que le calculateur de contrôle 8 appartient au repère tournant RT, un capteur de courant 81 traditionnel peut être avantageusement utilisé.
  • Un système d’alimentation électrique 3 à trois étages permet une intégration simple et pratique à maintenir tout en permettant un gain de poids et de masse.
  • Afin de permettre un refroidissement optimal du système d’alimentation électrique 3, plusieurs dispositifs de refroidissement peuvent être avantageusement prévus. Par exemple, un ventilateur peut être monté dans le cône 10 pour refroidir les équipements électriques 4, 7, 9. De même, le carter tournant 12 peut être équipé d’ailettes de refroidissement. De manière avantageuse, le réducteur de vitesse comporte un circuit de refroidissement, par exemple un circuit d’huile, qui alimente un circuit de refroidissement du système d’alimentation électrique de manière synergique.
    •

Claims (9)

  1. Hélice (1) de turbomachine d’aéronef comprenant un cône (10) s’étendant axialement selon un axe (X) et des pales (11), l’hélice (1) étant configurée pour être entrainée en rotation par un arbre de la turbomachine (A), l’hélice comprenant une pluralité d’organes de chauffage (2) et un système d’alimentation électrique (3) des organes de chauffage (2), le système d’alimentation électrique (3) étant monté dans le cône (10) et configuré pour générer de l’énergie électrique de manière autonome à partir de la rotation de l’arbre de la turbomachine (A), le système d’alimentation électrique (3) comportant une génératrice synchrone à aimants permanents (4) configurée pour générer de l’énergie électrique de manière autonome à partir de la rotation de l’arbre de la turbomachine (A), la génératrice synchrone à aimants permanents (4) comporte un premier stator (41) remplissant une fonction d’inducteur et un premier rotor (42) remplissant une fonction d’induit, le premier rotor (42) étant solidaire en rotation de l’arbre de la turbomachine (A), le système d’alimentation électrique (3) comportant :
    • une machine électrique d’alimentation (7) comportant un deuxième stator (71) remplissant une fonction d’inducteur et un deuxième rotor (72) remplissant une fonction d’induit, le deuxième rotor (72) étant solidaire en rotation de l’arbre de la turbomachine (A), le deuxième stator (71) étant alimenté à partir d’une génératrice synchrone à aimants permanents (4).
  2. Hélice (1) selon la revendication 1 dans laquelle le premier rotor (42) s’étend de manière radialement extérieure au premier stator (41).
  3. Hélice (1) selon l’une des revendications 1 à 2 dans laquelle le deuxième rotor (72) s’étend de manière radialement extérieure au deuxième stator (71).
  4. Hélice (1) selon l’une des revendications 1 à 3 dans laquelle le système d’alimentation électrique (3) comporte une machine électrique d’excitation (9) comportant un troisième stator (91) remplissant une fonction d’inducteur et un troisième rotor (92) remplissant une fonction d’induit, le troisième rotor (92) étant solidaire en rotation de l’arbre de la turbomachine (A), le troisième stator (91) étant alimenté par la génératrice synchrone à aimants permanents (4), le premier rotor (42) alimentant la machine électrique d’excitation (9) qui alimente la machine électrique d’alimentation (7) de manière à former un système d’alimentation électrique (3) à trois étages.
  5. Hélice (1) selon l’une des revendications 1 à 4, comprenant un repère fixe (RF) et un repère tournant (RT) solidaire en rotation du cône (10), chaque rotor (42, 72, 92) appartient au repère tournant (RT) tandis que chaque stator (41, 71, 91) appartient au repère fixe (RF).
  6. Hélice (1) selon l’une des revendications 1 à 5, dans laquelle le système d’alimentation électrique (3) comporte un calculateur de contrôle (8) configuré pour convertir le courant d’alimentation fourni par la génératrice synchrone à aimants permanents (4) en fonction du courant d’alimentation des organes de chauffage (2).
  7. Hélice (1) selon la revendication 6, dans laquelle le système d’alimentation électrique (3) comporte un contrôleur de dégivrage (6) configuré pour fournir au calculateur de contrôle (8) une commande de puissance (C1), le calculateur de contrôle (8) étant configuré pour convertir le courant d’alimentation fourni par la génératrice synchrone à aimants permanents (4) en fonction du courant d’alimentation des organes de chauffage (2) et de la commande de puissance (C1).
  8. Hélice (1) selon l’une des revendications 1 à 7, dans laquelle le système d’alimentation électrique (3) comporte un commutateur électrique (5) relié à une pluralité d’organes de chauffage (2).
  9. Procédé d’utilisation d’une hélice (1) selon l’une des revendications 1 à 8, comprenant des étapes consistant à :
    • Entrainer en rotation l’arbre de turbomachine (A) pour entrainer en rotation les pales (11) et
    • Générer de l’énergie électrique à partir de la rotation l’arbre de turbomachine (A) de manière à alimenter électriquement les organes de chauffage (2) afin de dégivrer l’hélice (1). 
EP24700807.1A 2023-02-06 2024-01-17 Helice de turbomachine d'aeronef comprenant un systeme d'alimentation autonome d'organes de chauffage pour le degivrage et procede associe Pending EP4662124A1 (fr)

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