EP4665958A1 - Procede et systeme de demarrage d'une turbomachine aeronautique a turbine libre et generateur de gaz simple corps - Google Patents

Procede et systeme de demarrage d'une turbomachine aeronautique a turbine libre et generateur de gaz simple corps

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EP4665958A1
EP4665958A1 EP24714238.3A EP24714238A EP4665958A1 EP 4665958 A1 EP4665958 A1 EP 4665958A1 EP 24714238 A EP24714238 A EP 24714238A EP 4665958 A1 EP4665958 A1 EP 4665958A1
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EP
European Patent Office
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gas generator
starting
turbomachine
torque
speed
Prior art date
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Pending
Application number
EP24714238.3A
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German (de)
English (en)
Inventor
Vincent POUMAREDE
Sylvain Pierre Votie
Lucie Stéphanie APOSTIN
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Safran Helicopter Engines SAS
Original Assignee
Safran Helicopter Engines SAS
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Filing date
Publication date
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Pending legal-status Critical Current

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    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/26—Starting; Ignition
    • F02C7/268—Starting drives for the rotor, acting directly on the rotor of the gas turbine to be started
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    • F02C7/32—Arrangement, mounting, or driving, of auxiliaries
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
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    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/85—Starting

Definitions

  • the present invention relates to the field of controlling the start of aircraft turbomachines and it relates more particularly to a method and a system for starting an aeronautical turbomachine with free turbine and single-body gas generator.
  • climate change is a major concern for many legislative and regulatory bodies around the world. Indeed, various restrictions on carbon emissions have been, are being or will be adopted by various states. In particular, an ambitious standard applies both to new types of aircraft but also to those currently in circulation requiring the implementation of technological solutions in order to make them compliant with the regulations in force. Civil aviation has been mobilizing for several years now to make a contribution to the fight against climate change.
  • medium-power turbomachines typically between 1500 and 4500 kW on the engine shaft
  • gas generator has a high drag torque, due in particular to significant mechanical friction and a high compressor pressure ratio, air flow rate and power draw due to the accessories driven by the gas generator (oil and fuel pumps in particular).
  • Starting these turbomachines therefore generally requires either a pneumatic starter or a high-power high-voltage electric starter (e.g. powered by 115VAC/400Hz).
  • auxiliary power generator APU for "Auxiliary Power Unit”
  • APU auxiliary power generator
  • a 28V brushed starter-generator with a power of 12kW / 400A nominal in generation is capable of providing a starting torque 80 sufficient to compensate for the moderate drag torque 82 of the HP body characteristic of a double body architecture, in particular at the critical speed (point A) where this drag torque is maximum (positive acceleration margin M2).
  • the higher drag torque 84 specific to this architecture can exceed the starting torque that such a 12kW / 400A starter-generator can provide, in particular under adverse ambient conditions (such as very low air, fuel and oil temperatures which maximize the resistive torques of the compressor and pumps), resulting in a negative acceleration margin Ml at the point of maximum drag torque (point B) and therefore the impossibility of starting the turbomachine in its entire desired starting range.
  • adverse ambient conditions such as very low air, fuel and oil temperatures which maximize the resistive torques of the compressor and pumps
  • twin-spool turbomachine is significantly more complex from a mechanical point of view, more bulky, heavier and more expensive than a single-spool turbomachine of equivalent performance, in particular due to the two coaxial shafts which constitute its gas generator.
  • the invention is the result of technological research aimed at significantly improving the performance of aircraft and, in this sense, contributes to reducing the environmental impact of these aircraft.
  • the The main aim of the present invention is therefore a method and a system for starting medium-power aircraft turbomachines which overcome the aforementioned drawbacks.
  • This aim is achieved by a method for starting an aeronautical turbomachine with a free turbine and a single-body gas generator, characterized in that to ensure, under the control of a turbomachine regulation computer, the starting of the turbomachine solely from a battery delivering a nominal direct voltage of 28 V, two electric machines coupled to the same accessory box mechanically linked to the gas generator of the turbomachine and mounted in parallel on the battery are actuated sequentially, the first electric machine being started under a starting torque allowing a speed increase of the gas generator with a determined minimum acceleration, and the second electric machine being started only after detection of the ignition of the combustion chamber of the gas generator and before reaching a critical speed corresponding to the maximum resistive torque of the gas generator, the sum of the starting torques developed by the two electric machines being sufficient to guarantee in all circumstances that the torque margin at the maximum drag point corresponding to the maximum resistive torque of the gas generator is positive.
  • the rotation speed of the gas generator NG is greater than a predetermined minimum speed NI or that the acceleration of the gas generator is less than a predefined acceleration threshold DN2.
  • the predetermined minimum speed is defined so as to ensure moderate acceleration of the gas generator within a preferential ignition window of the combustion chamber, and the acceleration threshold predefined DN2 calculated in such a way as to avoid a phenomenon of stagnation of the gas generator in a speed zone corresponding to the maximum drag torque.
  • the turbomachine control computer stops the first and second electric machines when, the maximum drag point having been exceeded, the speed of the gas generator of the turbomachine has reached a threshold from which the gas generator is capable of accelerating by itself to the idle speed.
  • the invention also relates to a system for starting an aeronautical turbomachine with a free turbine and a single-body gas generator, a turbomachine control computer controlling the starting of the turbomachine solely from a battery delivering a nominal direct voltage of 28 V, characterized in that it comprises two electrical machines coupled to the same accessory box mechanically linked to the gas generator of the turbomachine and mounted in parallel on the battery, the turbomachine control computer being configured to sequentially actuate the two electrical machines, the first electrical machine being started under a starting torque allowing a speed increase of the gas generator with a determined minimum acceleration, and the second electrical machine being started only after detection of the ignition of the combustion chamber of the gas generator and before reaching a critical speed corresponding to the maximum resistive torque of the gas generator, the sum of the starting torques developed by the two electrical machines being sufficient to guarantee in all circumstances that the torque margin at the maximum drag point corresponding to the maximum resistive torque of the gas generator is positive.
  • the first and second electrical machines can be two identical 28V brushed starter-generators each equipped with their own regulation unit (GCU for “Generator Control Unit”) or the first electrical machine can be a 28V series starter and the second electrical machine a 28V brushed starter-generator equipped with its own regulation unit GCU.
  • GCU for “Generator Control Unit”
  • each of the two electrical machines is respectively connected to the battery by an associated starter contactor.
  • the invention finally relates to a rotary or fixed wing aircraft turbomachine comprising a starting system as mentioned above and the aircraft incorporating it.
  • FIG. 1 Figure 1 schematically illustrates a starting system according to the invention applied to a single-body aeronautical turbomachine
  • Figure 2 shows a first variant of the electrical architecture of the starting system of Figure 1,
  • Figure 3 shows a second variant of the electrical architecture of the starting system of Figure 1,
  • Figure 4 shows the variation curves of the starting torque and the drag torque as a function of the speed of the gas generator
  • Figure 5 illustrates the different stages of the starting process of a single-body turbomachine according to the invention.
  • Figure 6 shows the variation curves of the starting and drag torques as a function of the gas generator speed for a single-spool turbomachine and a double-spool turbomachine.
  • the invention consists in proposing a system for starting a medium-power gas turbine (typically between 1500kW and 4500kW on the motor shaft) based on two conventional electrical machines (with brushes) coupled to the same accessory box and supplied with 28VDC, thus making it possible to avoid the use of an auxiliary power unit, an expensive element with significant installation constraints on an aircraft equipped with a propulsion turbomachine, helicopter turboshaft or aircraft turboprop and turbofan, of medium power with free turbine and single-body gas generator, which constitutes the ideal solution from a mass and cost point of view for powering a rotary-wing or fixed-wing aircraft, equipped exclusively with a 28V DC on-board network.
  • a medium-power gas turbine typically between 1500kW and 4500kW on the motor shaft
  • two conventional electrical machines with brushes
  • FIG. 1 illustrates an example of a single-body architecture of an aeronautical turbomachine with a free turbine of medium power equipped with its starting system.
  • the turbomachine 10 conventionally comprises a compressor 12, a combustion chamber 14, a high-pressure turbine 16 (the assembly forming the gas generator), and a free turbine 18 driving the main transmission shaft 20 of the turbomachine actuating the main thruster 22 (helicopter rotor or propeller for example) via a main mechanical reducer 24.
  • the starting system comprises two 28VDC brushed electrical machines 30, 32 powered from a battery and which will be activated sequentially to ensure the starting of the aeronautical turbomachine.
  • This battery which can be a single battery or a group of batteries delivering the nominal direct voltage of 28V also ensures the power supply of the main on-board electrical network of the aircraft.
  • the voltage of 28V is a nominal operating value
  • the no-load voltage of a 28V battery being typically likely to vary rather between 18V and 26V depending on its state of charge and its temperature, and the voltage actually applied to the terminals of the starter-generator being even lower due to voltage drops in the cables and contactors.
  • the second electric machine being started only after detection of the ignition of the gas generator and before reaching a critical speed corresponding to the maximum resistive torque of the gas generator, the sum of the starting torques developed by the two electric machines being sufficient to ensure in all circumstances that the torque margin at the critical point (i.e. at the maximum resistive torque corresponding to the maximum drag point of the gas generator) is positive.
  • Figures 2 and 3 show two examples of possible embodiments for the electrical architecture of the starting system according to the invention in which, according to the embodiment envisaged, the two 28VDC brushed electrical machines coupled to the accessory box 26 are respectively two identical starter-generators, or a starter-generator and a simple series starter (series excitation electrical machine).
  • Each electrical machine 30, 32; 30, 34 is equipped with its own starting contactor 30A, 32A, 34A which ensures its connection with a common 28VDC starting battery 36.
  • each electrical machine is powered by a separate battery, or that the battery is made up of two different batteries of the same nominal voltages connected in parallel during starting.
  • the brushed starter-generators are each equipped with an electronic control unit 30B, 32B (GCU for “Generator Control Unit”), whereas the simple series starter is devoid of one (so that it cannot operate as a generator).
  • the power take-off (or PTO corresponding to the transmission shaft) of the series starter on the accessory box 26 is generally equipped with a freewheel, in order to mechanically separate the rotor of the electric machine from the accessory box when the series starter is cut.
  • This makes it possible to optimize the maximum speed and therefore the dimensioning of this series starter, which does not have to support the drive by the gas generator at its nominal operating speed, but only the cut-off speed of the series starter which is generally of the order of 50 to 60% of the nominal rotation speed NG of the gas generator shaft of the turbomachine. Due to the presence of this freewheel, it is preferable for the series starter to be energized first, and the starter-generator second.
  • Figure 4 illustrates the variation curves of the starting torque 40 of the starting system and of the resistive or drag torque 42 of the gas generator as a function of the rotation speed NG of the main shaft of the turbomachine.
  • a first part (I) of these curves 40, 42 only one electrical machine is energized by closing its associated starting contactor.
  • the increase in speed is relatively slow, which is favorable to the ignition of the combustion chamber of the turbomachine.
  • the initial torque at power-up at zero speed (point A) is not higher than for a standard double-body configuration, which avoids mechanically oversizing the accessory box.
  • a third part (III) then begins, where the starting and drag torques decrease and if the start of the turbomachine is successful, the two electric machines are cut off simultaneously at around 50 to 60% of NG, the gas generator continuing to accelerate by its own means under the control of the turbomachine control computer (EECU), until reaching its nominal idle speed.
  • EECU turbomachine control computer
  • a control flowchart of the electrical machines is illustrated in Figure 5.
  • the turbomachine being initially stopped in a first step 50, a start command of the turbomachine is given by the pilot in a step 52 so that the turbomachine control computer (EECU) simultaneously controls in a following step 54 the energization of starter No. 1 (via the closing of the associated contactor), the injection of fuel according to an appropriate start law, and the energization of the spark plugs.
  • the turbomachine control computer EECU
  • the turbomachine control computer EECU
  • the turbomachine control computer simultaneously controls in a following step 54 the energization of starter No. 1 (via the closing of the associated contactor), the injection of fuel according to an appropriate start law, and the energization of the spark plugs.
  • the speed of the gas generator increases, air is admitted into the combustion chamber, the sparks from the spark plugs ignite the air-fuel mixture and the combustion chamber ignites.
  • a step 56 When the ignition of the chamber has been detected by the EECU in a new step 56, which is usually done by noting the increase in temperature of the combustion gases at the turbine inlet (TIT for "Turbine Inlet Temperature"), it is checked in a step 58 whether the speed NG of the turbomachine is greater than a predetermined speed NI.
  • This threshold NI is a compromise between on the one hand a sufficiently low value allowing, in the most penalizing conditions (engine and oil impregnated at very low temperature, maximum air density, lowest starter supply voltage), to ensure that the powering up of starter No. 2 will allow the combined starter torque of the two electrical machines to cross the maximum drag torque point of the gas generator, and on the other hand a sufficiently high value allowing to remain as long as possible in the ignition window.
  • An alternative condition may consist, in this step 58, in directly checking whether the acceleration of the gas generator dNG/dt becomes lower than an acceleration threshold DN2, meaning that the margin between the engine torque provided by starter No. 1 on the one hand and the resistive torque of the gas generator when approaching point B on the other hand becomes insufficient to continue to accelerate the gas generator (so-called stagnation phenomenon, potentially damaging to the turbomachine).
  • the energization of starter No. 2 is then commanded in a following step 60 by closing the associated contactor.
  • the added torque of the two starters makes it possible to maintain a positive acceleration margin when the drag torque of the gas generator is at its highest.
  • the speed NG of the turbomachine reaches the end of start speed NCUTOFF generally of the order of 50 to 60% of NG, that is to say that where the turbomachine under the effect of the expansion of the combustion gases in the turbine of the gas generator is capable of accelerating by itself to the idle speed
  • the EECU in a step 64, turns off the spark plugs, opens the contactors and thus deactivates the two starters, the turbomachine then being considered as started in the final step 66.
  • the starter-generator(s) can be switched to electrical generation mode and supply the 28VDC on-board electrical network of the aircraft, in particular making it possible to recharge the battery used to supply the two electrical machines with the energy necessary for starting.
  • step 68 or 70 the pilot can issue a command to stop the turbomachine, initiating a new step 72 in which the EECU cuts the fuel injection, extinguishes the spark plugs, opens the contactors and thus deactivates the two starters, the gas generator finding itself in an autorotation regime in the following step 74 before the turbomachine returns to its initial stop position of step 50 when the NG speed becomes zero.
  • the invention thus presents numerous advantages compared to a starting system requiring an APU or a dual-body architecture:

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Abstract

Procédé de démarrage d'une turbomachine aéronautique à turbine libre et générateur de gaz simple corps, dans lequel, pour assurer sous la commande d'un calculateur de régulation de la turbomachine le démarrage de la turbomachine uniquement depuis une batterie délivrant une tension continue nominale de 28V, deux machines électriques attelées sur une même boite d'accessoires liée mécaniquement au générateur de gaz de la turbomachine et montées en parallèle sur la batterie sont actionnées séquentiellement, la première machine électrique étant démarrée sous un couple de démarrage permettant une montée en vitesse du générateur de gaz avec une accélération minimale déterminée, et la seconde machine électrique n'étant démarrée qu'après détection de l'allumage de la chambre de combustion du générateur de gaz et avant d'atteindre une vitesse critique correspondant au couple résistant maximum du générateur de gaz, la somme des couples de démarrage (40) développés par les deux machines électriques étant suffisante pour garantir en toutes circonstances que la marge de couple M au point de trainée maximale B correspondant au couple résistant maximum (42) du générateur de gaz soit positive.

Description

Description
Titre de l'invention : Procédé et système de démarrage d'une turbomachine aéronautique à turbine libre et générateur de gaz simple corps
Domaine Technique
La présente invention se rapporte au domaine de la commande du démarrage des turbomachines d'aéronef et elle concerne plus particulièrement un procédé et un système de démarrage d'une turbomachine aéronautique à turbine libre et générateur de gaz simple corps.
Technique antérieure
Le changement climatique est une préoccupation majeure pour de nombreux organes législatifs et de régulation à travers le monde. En effet, diverses restrictions sur les émissions de carbone ont été, sont ou seront adoptées par divers états. En particulier, une norme ambitieuse s'applique à la fois aux nouveaux types d'aéronefs mais aussi ceux actuellement en circulation nécessitant de devoir mettre en oeuvre des solutions technologiques afin de les rendre conformes aux réglementations en vigueur. L'aviation civile se mobilise depuis maintenant plusieurs années pour apporter une contribution à la lutte contre le changement climatique.
Les efforts de recherche technologique ont déjà permis d'améliorer de manière très significative les performances environnementales des aéronefs. La Déposante prend en considération les facteurs impactant dans toutes les phases de conception et de développement pour obtenir des composants et des produits aéronautiques moins énergivores, plus respectueux de l'environnement et dont l'intégration et l'utilisation dans l'aviation civile ont des impacts environnementaux modérés dans un but d'amélioration de l’efficacité énergétique de ces aéronefs.
Par voie de conséquence, la Déposante travaille en permanence à la réduction de son impact climatique par l'emploi de méthodes et l'exploitation de procédés de développement et de fabrication vertueux et minimisant les émissions de gaz à effet de serre au minimum possible pour réduire de l'empreinte environnementale de son activité.
Ces travaux de recherche et de développement soutenus portent à la fois sur les nouvelles générations de turbomachines d'aéronefs, l'allègement des appareils, notamment par les matériaux employés et les équipements embarqués allégés, le développement de l'emploi des technologies électriques pour assurer la propulsion, et, indispensables compléments aux progrès technologiques, les biocarburants aéronautiques.
Il est connu que les turbomachines de moyenne puissance (typiquement comprise entre 1500 et 4500 kW sur l'arbre moteur) sont complexes à démarrer car leur générateur de gaz présente un couple de traînée important, en raison notamment de frottements mécaniques importants et d'un rapport de pression du compresseur, d'un débit d'air et d'un prélèvement de puissance dû aux accessoires entraînés par le générateur de gaz (pompes à huile et à carburant notamment) élevés. Le démarrage de ces turbomachines nécessite donc généralement soit un démarreur pneumatique, soit un démarreur électrique haute tension (par exemple alimenté en 115VAC/ 400Hz) de forte puissance. Dans les deux cas, l'utilisation d'un générateur de puissance auxiliaire (APU pour « Auxiliary Power Unit ») comme source de puissance pneumatique ou électrique, embarqué dans l'aéronef et préalablement démarré, est inévitable, ce qui complexifie considérablement l'architecture des systèmes de l'aéronef, donc la masse globale et les coûts (notamment les coûts d'acquisition et de révision de l'APU).
Pour éviter l'utilisation d'un APU pour démarrer une telle turbomachine de moyenne puissance, il est connu de recourir à un générateur de gaz dit double corps, constitué de deux arbres compresseurs-turbines coaxiaux distincts et des enceintes des paliers supportant ces arbres, usuellement désignés respectivement corps HP (Haute Pression) et corps BP (Basse Pression). Le couple de démarrage nécessaire au démarrage d'une telle turbomachine est alors équivalent à celui d'une turbomachine simple corps de faible puissance, dans la mesure où le démarreur n'a à entraîner que le corps HP du générateur de gaz. Ainsi, et comme le montre la figure 6, sous réserve d'être alimenté par une batterie de capacité suffisante, un démarreur-générateur 28V à balais d'une puissance de 12kW / 400A nominal en génération est capable de fournir un couple de démarrage 80 suffisant pour compenser le couple de traînée 82 modéré du corps HP caractéristique d'une architecture double corps, notamment à la vitesse critique (point A) où ce couple de traînée est maximal (marge d'accélération M2 positive). En revanche, lors du démarrage d'une turbomachine simple corps équivalente, le couple de traînée 84 plus important propre à cette architecture peut excéder le couple de démarrage que peut fournir un tel démarreur-générateur de 12kW / 400A, notamment dans des conditions ambiantes pénalisantes (comme de très basses températures d'air, de carburant et d'huile qui maximisent les couples résistants du compresseur et des pompes), aboutissant à une marge d'accélération Ml négative au point de couple de traînée maximal (point B) et donc à l'impossibilité de démarrer la turbomachine dans l'intégralité de son domaine de démarrage souhaité.
En outre, toutes choses égales par ailleurs, une turbomachine double corps est sensiblement plus complexe d'un point de vue mécanique, plus encombrante, plus lourde et plus coûteuse qu'une turbomachine simple corps de performances équivalentes, en raison notamment des deux arbres coaxiaux qui constituent son générateur de gaz.
Ainsi, il existe un besoin d'un système de démarrage plus simple que ceux existants, c'est-à-dire ne nécessitant pas l'adjonction d'un APU ou une architecture double corps, et qui apporte donc, notamment dans le cadre d'une remotorisation, le moins de modification possible à une architecture simple corps existante d'aéronef à voilure tournante ou fixe et dont le principal réseau électrique de bord basse tension est exclusivement alimenté en 28VDC depuis une batterie.
Exposé de l'invention
A cet effet, l’invention est le résultat des recherches technologiques visant à améliorer de manière très significative les performances des aéronefs et, en ce sens, contribue à la réduction de l'impact environnemental de ces aéronefs. Pour cela, la présente invention a donc pour but principal un procédé et un système de démarrage de turbomachines d'aéronefs de moyenne puissance palliant les inconvénients précités.
Ce but est atteint par un procédé de démarrage d'une turbomachine aéronautique à turbine libre et générateur de gaz simple corps, caractérisé en ce que pour assurer sous la commande d'un calculateur de régulation de la turbomachine le démarrage de la turbomachine uniquement depuis une batterie délivrant une tension continue nominale de 28V, deux machines électriques attelées sur une même boite d'accessoires liée mécaniquement au générateur de gaz de la turbomachine et montées en parallèle sur la batterie sont actionnées séquentiellement, la première machine électrique étant démarrée sous un couple de démarrage permettant une montée en vitesse du générateur de gaz avec une accélération minimale déterminée, et la seconde machine électrique n'étant démarrée qu'après détection de l'allumage de la chambre de combustion du générateur de gaz et avant d'atteindre une vitesse critique correspondant au couple résistant maximum du générateur de gaz, la somme des couples de démarrage développés par les deux machines électriques étant suffisante pour garantir en toutes circonstances que la marge de couple au point de traînée maximale correspondant au couple résistant maximum du générateur de gaz soit positive.
Ainsi, par cette structure simple à deux machines électriques 28V à balais disponibles en standard sur étagères, la marge de couple au point de traînée maximum du générateur de gaz est garantie sans recourir à un APU mais avec la seule batterie de 28VDC alimentant le réseau électrique de bord de l'aéronef.
De préférence, une fois l'allumage de la chambre de combustion du générateur de gaz détecté, pour démarrer la seconde machine électrique avant d'atteindre la vitesse critique, il est en outre vérifié que la vitesse de rotation du générateur de gaz NG est supérieure à une vitesse minimale prédéterminée NI ou que l'accélération du générateur de gaz est inférieure à un seuil d'accélération prédéfini DN2.
Avantageusement, la vitesse minimale prédéterminée est définie de manière à assurer une accélération modérée du générateur de gaz dans une fenêtre d'allumage préférentielle de la chambre de combustion, et le seuil d'accélération prédéfini DN2 calculé de manière à éviter un phénomène de stagnation du générateur de gaz dans une zone de vitesse correspondante au couple de traînée maximal.
De préférence, le calculateur de régulation de la turbomachine arrête les première et seconde machines électriques lorsque, le point de traînée maximale ayant été dépassé, la vitesse du générateur de gaz de la turbomachine a atteint un seuil à partir duquel le générateur de gaz est capable d'accélérer de lui-même jusqu'au régime de ralenti.
L'invention concerne également un système de démarrage d'une turbomachine aéronautique à turbine libre et générateur de gaz simple corps, un calculateur de régulation de la turbomachine commandant le démarrage de la turbomachine uniquement depuis une batterie délivrant une tension continue nominale de 28V, caractérisé en ce qu'il comprend deux machines électriques attelées sur une même boite d'accessoires liée mécaniquement au générateur de gaz de la turbomachine et montées en parallèle sur la batterie, le calculateur de régulation de la turbomachine étant configuré pour actionner séquentiellement les deux machines électriques, la première machine électrique étant démarrée sous un couple de démarrage permettant une montée en vitesse du générateur de gaz avec une accélération minimale déterminée, et la seconde machine électrique n'étant démarrée qu'après détection de l'allumage de la chambre de combustion du générateur de gaz et avant d'atteindre une vitesse critique correspondant au couple résistant maximum du générateur de gaz, la somme des couples de démarrage développés par les deux machines électriques étant suffisante pour garantir en toutes circonstances que la marge de couple au point de traînée maximale correspondant au couple résistant maximum du générateur de gaz soit positive.
Selon le mode de réalisation envisagé, les première et seconde machines électriques peuvent être deux démarreurs-générateurs 28V à balais identiques équipés chacun de leur boîtier de régulation (GCU pour « Generator Control Unit ») ou la première machine électrique peut être un démarreur série 28V et la seconde machine électrique un démarreur-générateur 28V à balais équipé de son boîtier de régulation GCU. De préférence, chacune des deux machines électriques est respectivement connectée à la batterie par un contacteur de démarrage associé.
L'invention concerne enfin une turbomachine d'aéronef à voilure tournante ou fixe comprenant un système de démarrage tel que précité et l'aéronef l'incorporant.
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 schématiquement un système de démarrage conforme à l'invention appliqué à une turbomachine aéronautique à simple corps,
[Fig. 2] la figure 2 montre une première variante de l'architecture électrique du système de démarrage de la figure 1,
[Fig. 3] la figure 3 montre une deuxième variante de l'architecture électrique du système de démarrage de la figure 1,
[Fig. 4] la figure 4 montre les courbes de variation du couple de démarrage et du couple de traînée en fonction de la vitesse du générateur de gaz,
[Fig.5] la figure 5 illustre les différentes étapes du procédé de démarrage d'une turbomachine simple corps conforme à l'invention, et
[Fig. 6] la figure 6 montre les courbes de variation des couples de démarrage et de traînée en fonction de la vitesse du générateur de gaz pour une turbomachine simple corps et une turbomachine double corps.
Description des modes de réalisation
L'invention consiste à proposer un système de démarrage d'une turbine à gaz de moyenne puissance (typiquement comprise entre 1500kW et 4500kW sur l'arbre moteur) sur la base de deux machines électriques classiques (à balais) attelées sur une même boite d'accessoires et alimentées en 28VDC, permettant ainsi d'éviter l'utilisation d'un groupe auxiliaire de puissance, élément coûteux et présentant des contraintes d'installation importantes sur un aéronef équipé d'une turbomachine propulsive, turbomoteur d'hélicoptères ou turbopropulseur et turbosoufflante d'avions, de moyenne puissance à turbine libre et générateur de gaz simple corps, ce qui constitue la solution idéale d'un point de vue masse et coûts pour motoriser un aéronef à voilure tournante ou à voilure fixe, équipé exclusivement d'un réseau de bord 28V continu.
La figure 1 illustre un exemple d'une architecture simple corps d'une turbomachine aéronautique à turbine libre de puissance moyenne équipée de son système de démarrage. La turbomachine 10 comporte classiquement un compresseur 12, une chambre de combustion 14, une turbine haute pression 16 (l'ensemble formant le générateur de gaz), et une turbine libre 18 entraînant l'arbre de transmission principal 20 de la turbomachine actionnant le propulseur principal 22 (rotor d'hélicoptère ou hélice par exemple) via un réducteur mécanique principal 24. Une boite d'accessoires 26, mécaniquement liée au générateur de gaz, entraîne notamment les pompes à huile et celles associées aux injecteurs à carburant de la chambre de combustion, et comporte également un ensemble de réduction la reliant au système de démarrage 28.
Selon l'invention, le système de démarrage comprend deux machines électriques 28VDC à balais 30, 32 alimentées depuis une batterie et qui seront activées séquentiellement pour assurer le démarrage de la turbomachine aéronautique. Cette batterie qui peut être une batterie unique ou un groupe de batteries délivrant la tension continue nominale de 28V assure également l'alimentation du réseau électrique de bord principal de l'aéronef.
On notera pour la suite de description, que la tension de 28V est une valeur nominale de fonctionnement, la tension à vide d'une batterie 28V étant typiquement susceptible de varier plutôt entre 18V et 26V selon son état de charge et sa température, et la tension réellement appliquée aux bornes du démarreur- générateur étant encore inférieure du fait des chutes de tension dans les câbles et les contacteurs. Plus précisément, il est prévu de commencer le démarrage avec une seule machine électrique, sous un couple permettant d'assurer une montée en vitesse modérée du générateur de gaz permettant d'optimiser les probabilités d'allumage de la chambre de combustion, la seconde machine électrique n'étant démarrée qu'après détection de l'allumage du générateur de gaz et avant d'atteindre une vitesse critique correspondant au couple résistant maximum du générateur de gaz, la somme des couples de démarrage développés par les deux machines électriques étant suffisante pour garantir en toutes circonstances que la marge de couple au point critique (c'est-à-dire au couple résistant maximum correspondant au point de traînée maximale du générateur de gaz) soit positive.
Les figures 2 et 3 montrent deux exemples de réalisations possibles pour l'architecture électrique du système de démarrage selon l'invention dans lequel, selon le mode de réalisation envisagé, les deux machines électriques 28VDC à balais attelées à la boite d'accessoires 26 sont respectivement deux démarreurs- générateurs identiques, ou un démarreur-générateur et un simple démarreur série (machine électrique à excitation série).
Chaque machine électrique 30, 32 ; 30, 34 est équipée de son propre contacteur de démarrage 30A, 32A, 34A qui assure sa liaison avec une batterie 28VDC de démarrage commune 36. Bien entendu, si l'on a représenté une batterie commune aux deux machines électriques, on peut aussi envisager que chaque machine électrique soit alimentée par une batterie distincte, ou que la batterie soit constituée de deux batteries différentes de mêmes tensions nominales connectées en parallèle pendant le démarrage. Les démarreurs-générateurs à balais sont équipés chacun d'un boîtier électronique de régulation 30B, 32B (GCU pour « Generator Control Unit »), alors que le simple démarreur série en est dépourvu (de sorte qu'il ne peut fonctionner en générateur).
Sur la figure 2, les deux machines électriques 30, 32 qui sont deux démarreurs- générateurs identiques ont donc deux prises de mouvement ayant le même rapport de réduction. Par contre sur la figure 3, les deux machines électriques étant différentes, la prise de mouvement du démarreur série 34 aura donc un rapport de réduction différent de celui du démarreur-générateur 30, puisqu'une fois le démarreur série coupé, il se désolidarise du générateur de gaz et n'a donc pas à être dimensionné pour les contraintes mécaniques liées à la vitesse nominale de fonctionnement NG du générateur de gaz.
En effet, la prise de mouvement (ou prise de force correspondant à l'arbre de transmission) du démarreur série sur la boite d'accessoires 26 est généralement équipée d'une roue libre, afin de désolidariser mécaniquement le rotor de la machine électrique du boitier d'accessoires lorsque le démarreur série est coupé. Ceci permet d'optimiser la vitesse maximale et donc le dimensionnement de ce démarreur série, qui n'a pas à supporter l'entraînement par le générateur de gaz à sa vitesse nominale de fonctionnement, mais seulement la vitesse de coupure du démarreur série qui est généralement de l'ordre de 50 à 60% de la vitesse de rotation NG nominale de l'arbre du générateur de gaz de la turbomachine. En raison de la présence de cette roue libre, il est préférable que le démarreur série soit mis sous tension en premier, et le démarreur-générateur en second. En effet, si le démarreur série est mis en sous tension en second alors que le générateur de gaz est déjà en rotation sous l'effet de l'entraînement par le démarreur-générateur, son rotor, initialement à l'arrêt car découplé de la boite d'accessoires par la roue libre, va accélérer extrêmement rapidement (car à vide) jusqu'à ce que la roue libre se resynchronise brutalement avec la boite d'accessoires, ce qui pourrait l'endommager.
La figure 4 illustre les courbes de variation du couple de démarrage 40 du système de démarrage et du couple résistant ou de traînée 42 du générateur de gaz en fonction de la vitesse de rotation NG de l'arbre principal de la turbomachine. Dans une première partie (I) de ces courbes 40, 42, seule une machine électrique est mise sous tension par la fermeture de son contacteur de démarrage associé. Compte tenu du couple résistant et de l'inertie élevée du générateur de gaz simple corps, la montée en vitesse est relativement lente, ce qui est favorable à l'allumage de la chambre de combustion de la turbomachine. D'autre part, le couple initial à la mise sous tension sous vitesse nulle (point A) n'est pas plus élevé que pour une configuration double corps standard, ce qui évite de sur-dimensionner mécaniquement la boite d'accessoires. Puis, lorsque dans une deuxième partie (II) de la courbe 42, le couple de traînée commence à fortement augmenter et que le couple de démarrage de la première machine électrique risque d'être insuffisant pour continuer à accélérer le générateur de gaz, la seconde machine électrique est mise sous tension par la fermeture de son contacteur de démarrage associé, de manière à fournir le couple supplémentaire nécessaire pour assurer une marge d'accélération M positive au point de traînée maximale, situé vers 30 à 40% de NG (point B). S'engage alors une troisième partie (III), où les couples de démarrage et de traînée diminuent et si le démarrage de la turbomachine est un succès, les deux machines électriques sont coupées simultanément vers 50 à 60% de NG, le générateur de gaz continuant à accélérer par ses propres moyens sous le contrôle du calculateur de régulation de la turbomachine (EECU), jusqu'à atteindre sa vitesse nominale de ralenti.
Un logigramme de contrôle des machines électriques est illustré à la figure 5. La turbomachine étant initialement à l'arrêt dans une première étape 50, un ordre de démarrage de la turbomachine est donné par le pilote dans une étape 52 afin que le calculateur de régulation de la turbomachine (EECU) commande simultanément dans une étape suivante 54 la mise sous tension du démarreur n°l (via la fermeture du contacteur associé), l'injection de carburant selon une loi de démarrage appropriée, et la mise sous tension des bougies d'allumage. Au fur et à mesure de la montée en vitesse du générateur de gaz, l'air est admis dans la chambre de combustion, les étincelles des bougies enflamment le mélange air-carburant et la chambre de combustion s'allume. Lorsque l'allumage de la chambre a été détecté par l'EECU dans une nouvelle étape 56, ce qui se fait habituellement en constatant l'augmentation de température des gaz de combustion en entrée de turbine (TIT pour « Turbine Inlet Température »), il est vérifié dans une étape 58 si la vitesse NG de la turbomachine est supérieure à une vitesse prédéterminée NI. Ce seuil NI est un compromis entre d'une part une valeur suffisamment basse permettant, dans les conditions les plus pénalisantes (moteur et huile imprégnés à très basse température, densité d'air maximale, tension d'alimentation du démarreur la plus basse), d'assurer que la mise sous tension du démarreur n°2 permettra au couple démarreur conjugué des deux machines électriques de franchir le point de couple de traînée maximal du générateur de gaz, et d'autre part une valeur suffisamment élevée permettant de rester le plus longtemps possible dans la fenêtre d'allumage idéale de la chambre de combustion avec le seul démarreur n°l sous tension, de manière à minimiser l'accélération du générateur de gaz dans cette plage de vitesse et ainsi optimiser les conditions d'allumage. Une condition alternative peut consister, dans cette étape 58, à vérifier directement si l'accélération du générateur de gaz dNG/dt devient inférieure à un seuil d'accélération DN2, signifiant que la marge entre le couple moteur fourni par le démarreur n°l d'une part et le couple résistant du générateur de gaz à l'approche du point B d'autre part devient insuffisante pour continuer à accélérer le générateur de gaz (phénomène dit de stagnation, potentiellement endommageant pour la turbomachine).
Lorsqu'au moins l'une ou l'autre de ces deux conditions est vérifiée, on commande alors la mise sous tension du démarreur n°2 dans une étape suivante 60 par fermeture du contacteur associé. Le couple additionné des deux démarreurs permet de conserver une marge d'accélération positive lorsque le couple de traînée du générateur de gaz est au plus haut. Lorsque dans une nouvelle étape 62 la vitesse NG de la turbomachine atteint la vitesse de fin de démarrage NCUTOFF généralement de l'ordre de 50 à 60% de NG, c'est-à-dire celle où la turbomachine sous l'effet de la détente des gaz de combustion dans la turbine du générateur de gaz est capable d'accélérer d'elle-même jusqu'au régime de ralenti, l'EECU, dans une étape 64, éteint les bougies, ouvre les contacteurs et ainsi désactive les deux démarreurs, la turbomachine étant alors considérée comme démarrée dans l'étape finale 66. Une fois le régime de ralenti atteint, le ou les démarreurs-générateurs peuvent être commutés en mode génération électrique et alimenter le réseau électrique de bord 28VDC de l'aéronef, permettant notamment de recharger la batterie utilisée pour fournir aux deux machines électriques l'énergie nécessaire au démarrage.
On notera qu'à tout moment (étapes 68 ou 70), le pilote peut lancer un ordre d'arrêt de la turbomachine, engageant une nouvelle étape 72 dans laquelle l'EECU coupe l'injection de carburant, éteint les bougies, ouvre les contacteurs et ainsi désactive les deux démarreurs, le générateur de gaz se retrouvant dans un régime d'autorotation dans l'étape suivante 74 avant que la turbomachine ne revienne dans sa position initiale d'arrêt de l'étape 50 lorsque la vitesse NG devient nulle. L'invention présente ainsi de nombreux avantages par rapport à un système de démarrage nécessitant un APU ou une architecture double corps :
• Elle ne nécessite que du matériel standard disponible sur étagères (génératrices 28VDC à balais, démarreur série, contacteurs pour fort courant), • Elle est entièrement compatible avec un réseau électrique de bord 28VDC (à condition de disposer d'une ou de batteries de démarrage d'une capacité suffisante),
• Elle évite de sur-dimensionner la boite d'accessoires pour le couple que fourniraient les deux démarreurs lors de la fermeture du contacteur de démarrage s'ils étaient mis simultanément sous tension,
• Elle permet de démarrer une turbomachine de moyenne puissance à générateur de gaz simple corps et à couple de traînée élevé, en limitant le couple dans la fenêtre d'allumage de la chambre de combustion,
• Dans la variante à deux génératrices-démarreurs, elle permet d'offrir une redondance de la génération électrique 28VDC, et
• Les modifications logicielles associées pour la gestion de la séquence de démarrage sont simples et donc techniquement peu risquées en termes de développement.

Claims

Revendications
[Revendication 1] Procédé de démarrage d'une turbomachine aéronautique à turbine libre et générateur de gaz simple corps, caractérisé en ce que pour assurer sous la commande d'un calculateur de régulation de la turbomachine le démarrage de la turbomachine (10) uniquement depuis une batterie (36) délivrant une tension continue nominale de 28V, deux machines électriques (30, 32 ; 30, 34) attelées sur une même boite d'accessoires (26) liée mécaniquement au générateur de gaz de la turbomachine et montées en parallèle sur la batterie sont actionnées séquentiellement, la première machine électrique étant démarrée sous un couple de démarrage permettant une montée en vitesse du générateur de gaz avec une accélération minimale déterminée, et la seconde machine électrique n'étant démarrée qu'après détection de l'allumage de la chambre de combustion (14) du générateur de gaz et avant d'atteindre une vitesse critique correspondant au couple résistant maximum du générateur de gaz, la somme des couples de démarrage développés par les deux machines électriques étant suffisante pour garantir en toutes circonstances que la marge de couple au point de traînée maximale correspondant au couple résistant maximum du générateur de gaz soit positive.
[Revendication 2] Procédé de démarrage selon la revendication 1, dans lequel, une fois l'allumage de la chambre de combustion (14) du générateur de gaz détecté, pour démarrer la seconde machine électrique avant d'atteindre la vitesse critique, il est en outre vérifié que la vitesse de rotation du générateur de gaz est supérieure à une vitesse minimale prédéterminée NI ou que l'accélération du générateur de gaz est inférieure à un seuil d'accélération prédéfini DN2.
[Revendication 3] Procédé de démarrage selon la revendication 2, dans lequel la vitesse minimale prédéterminée NI est définie de manière à assurer une accélération modérée du générateur de gaz dans une fenêtre d'allumage préférentielle de la chambre de combustion, et le seuil d'accélération prédéfini DN2 calculé de manière à éviter un phénomène de stagnation du générateur de gaz dans une zone de vitesse correspondante au couple de traînée maximal.
[Revendication 4] Procédé de démarrage selon l'une quelconque des revendications 1 à 3, dans lequel le calculateur de régulation de la turbomachine arrête les première et seconde machines électriques lorsque, le point de traînée maximale ayant été dépassé, la vitesse du générateur de gaz de la turbomachine a atteint un seuil à partir duquel le générateur de gaz est capable d'accélérer de lui-même jusqu'au régime de ralenti.
[Revendication 5] Système de démarrage d'une turbomachine aéronautique à turbine libre et générateur de gaz simple corps, un calculateur de régulation de la turbomachine commandant le démarrage de la turbomachine (10) uniquement depuis une batterie (36) délivrant une tension continue nominale de 28V, caractérisé en ce qu'il comprend deux machines électriques (30, 32 ; 30, 34) attelées sur une même boite d'accessoires (26) liée mécaniquement au générateur de gaz de la turbomachine et montées en parallèle sur la batterie, le calculateur de régulation de la turbomachine étant configuré pour actionner séquentiellement les deux machines électriques, la première machine électrique étant démarrée sous un couple de démarrage permettant une montée en vitesse du générateur de gaz avec une accélération minimale déterminée, et la seconde machine électrique n'étant démarrée qu'après détection de l'allumage de la chambre de combustion (14) du générateur de gaz et avant d'atteindre une vitesse critique correspondant au couple résistant maximum du générateur de gaz, la somme des couples de démarrage développés par les deux machines électriques étant suffisant pour garantir en toutes circonstances que la marge de couple au point de traînée maximale correspondant au couple résistant maximum du générateur de gaz soit positive.
[Revendication 6] Système de démarrage selon la revendication 5, dans lequel les première et seconde machines électriques sont deux démarreurs- générateurs 28V à balais (30, 32) identiques équipés chacun de leur boîtier de régulation (GCU - 30B, 32B).
[Revendication 7] Système de démarrage selon la revendication 5, dans lequel la première machine électrique est un démarreur série 28V (34) et la seconde machine électrique est un démarreur-générateur 28V à balais (30) équipé de son boitier de régulation (GCU - 30B).
[Revendication 8] Système de démarrage selon la revendication 5, dans lequel chacune des deux machines électriques est respectivement connectée à la batterie (36) par un contacteur de démarrage associé (30A, 32A ; 34A).
[Revendication 9] Turbomachine d'aéronef à voilure tournante ou fixe comprenant un système de démarrage selon l'une quelconque des revendications 5 à 8.
[Revendication 10] Aéronef à voilure tournante ou fixe comprenant au moins une turbomachine selon la revendication 9.
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