FR2602270A1 - Procede et appareil de commande des parametres de fonctionnement du moteur d'un helicoptere a moteur a turbine - Google Patents
Procede et appareil de commande des parametres de fonctionnement du moteur d'un helicoptere a moteur a turbine Download PDFInfo
- Publication number
- FR2602270A1 FR2602270A1 FR8710936A FR8710936A FR2602270A1 FR 2602270 A1 FR2602270 A1 FR 2602270A1 FR 8710936 A FR8710936 A FR 8710936A FR 8710936 A FR8710936 A FR 8710936A FR 2602270 A1 FR2602270 A1 FR 2602270A1
- Authority
- FR
- France
- Prior art keywords
- speed
- rotor
- engine
- normal threshold
- limits
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Withdrawn
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims description 3
- RLQJEEJISHYWON-UHFFFAOYSA-N flonicamid Chemical compound FC(F)(F)C1=CC=NC=C1C(=O)NCC#N RLQJEEJISHYWON-UHFFFAOYSA-N 0.000 title abstract 2
- 239000000446 fuel Substances 0.000 claims abstract description 22
- 230000001419 dependent effect Effects 0.000 claims abstract description 3
- 230000007423 decrease Effects 0.000 claims description 11
- 230000002459 sustained effect Effects 0.000 claims description 2
- 238000001514 detection method Methods 0.000 abstract 1
- 238000011084 recovery Methods 0.000 description 4
- 241000282414 Homo sapiens Species 0.000 description 1
- 230000002159 abnormal effect Effects 0.000 description 1
- 238000013459 approach Methods 0.000 description 1
- 230000005540 biological transmission Effects 0.000 description 1
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 description 1
- 230000008878 coupling Effects 0.000 description 1
- 238000010168 coupling process Methods 0.000 description 1
- 238000005859 coupling reaction Methods 0.000 description 1
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C9/00—Controlling gas-turbine plants; Controlling fuel supply in air- breathing jet-propulsion plants
- F02C9/26—Control of fuel supply
- F02C9/28—Regulating systems responsive to plant or ambient parameters, e.g. temperature, pressure, rotor speed
-
- G—PHYSICS
- G05—CONTROLLING; REGULATING
- G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
- G05D1/00—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots
- G05D1/08—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw
- G05D1/0808—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw specially adapted for aircraft
- G05D1/0858—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw specially adapted for aircraft specially adapted for vertical take-off of aircraft
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2270/00—Control
- F05D2270/01—Purpose of the control system
- F05D2270/02—Purpose of the control system to control rotational speed (n)
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2270/00—Control
- F05D2270/01—Purpose of the control system
- F05D2270/05—Purpose of the control system to affect the output of the engine
- F05D2270/052—Torque
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2270/00—Control
- F05D2270/01—Purpose of the control system
- F05D2270/11—Purpose of the control system to prolong engine life
- F05D2270/112—Purpose of the control system to prolong engine life by limiting temperatures
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Radar, Positioning & Navigation (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Automation & Control Theory (AREA)
- Control Of Vehicle Engines Or Engines For Specific Uses (AREA)
- Control Of Eletrric Generators (AREA)
- Catching Or Destruction (AREA)
- Controls For Constant Speed Travelling (AREA)
Abstract
LA PRESENTE INVENTION CONCERNE DES HELICOPTERES COMPORTANT UN OU PLUSIEURS MOTEURS A TURBINE ET DES COMMANDES ELECTRONIQUES DE CARBURANT POUR LES MOTEURS. CET APPAREIL EST CARACTERISE EN CE QU'IL COMPREND DES MOYENS 44 POUR LIMITER LA TEMPERATURE T5 DE L'ETAGE INTERIEUR, LA VITESSE N1 DU GENERATEUR DE GAZ ET LE COUPLE DE SORTIE Q DU OU DES MOTEURS EN DESSOUS DE LIMITES DE SEUIL NORMALES (RESPECTIVEMENT A, B, C QUI SONT DEPENDANTES DU FONCTIONNEMENT EN COURS DU MOTEUR, DES MOYENS 40 POUR DETECTER LA VITESSE NR DU ROTOR ET DES MOYENS 46, 50 REPONDANT AUX MOYENS 40 DE DETECTION DE LA VITESSE DU ROTOR POUR AUTORISER LA TEMPERATURE T5 DE L'ETAGE INTERNE, LA VITESSE N1 DU GENERATEUR DE GAZ ET LE COUPLE DE SORTIE Q DU OU DES MOTEURS A AUGMENTER ET A DEPASSER LEURS LIMITES DE SEUIL NORMALES, EN REMPLACANT CES LIMITES DE SEUIL NORMALES PAR DES LIMITES ELARGIES (RESPECTIVEMENT A, B, C).
Description
4 2602270
La présente invention concerne des hélicoptères
comportant un ou plusieurs moteurs à turbine et des commandes électroniques de carburant pour les moteurs.
On connaît déjà des commandes électroniques de car5 burant qui sont destinées à commander les conditions de fonctionnement d'un moteur à turbine. Typiquement le but de ces commandes est de maintenir une vitesse prédéterminée de la turbine libre (vitesse de l'arbre de sortie) dans une large gamme de conditions de fonctionnement détectées rela10 tives à la fois au moteur lui-même et à l'aéronef associé.
Cependant ce faisant certaines contraintes (limites) sont imposées à diverses conditions de fonctionement du moteur lui-même, telles que sa température de l'étage interne (T5), sa vitesse (Ni) du générateur (producteur) de' gaz et 15 son couple (Q). Il résulte de ces limites (appelées ci-après "limites de fonctionnement normales du moteur") que l'aptitude de la commande du moteur à maintenir la vitesse prédéterminée de la turbine libre est limitée. Dans le cas d'un hélicoptère dont le rotor est entraîné directement à partir 20 de la turbine libre du ou des moteurs, les charges du rotor qui sont imposées dans certains régimes de vol, peuvent contrecarrer l'aptitude du moteur à maintenir la vitesse de turbine libre prédéterminée (c'est-à-dire la vitesse du rotor prédéterminée) et par conséquent la vitesse du rotor 25 peut chuter (décroître en dessous de sa vitesse de référence). L'aptitude d'un hélicoptère à la manoeuvre est limitée dans tous les cas par sa vitesse du rotor (parmi d'autres facteurs) et cette aptitude limitée est réduite par une
chute de la vitesse du rotor.
Le brevet US-4 500 966 décrit l'accroissement des limites de fonctionnement d'un moteur jusqu à des niveaux exceptionnels, dans une commande électronique de carburant, en réponse à des conditions de fonctionnement prédéterminées de manière que le risque de soumettre un moteur à des con35 traintes allant jusqu'à son point de rupture soit pris en
contrepartie de l'obtention d'une puissance suffisante pour éviter un écrasement certain au sol (voir l'abrégé de ce brevet). Les conditions de fonctionnement dont il est ques-
2 2602270
tion dans ce brevet, concernent généralement la défaillance d'un moteur dans un aéronef à plusieurs moteurs et plus particulièrement le fonctionnement de l'aéronef dans les régions à éviter des régimes de vol (voir la figure 2 du 5 brevet qui montre des courbes "d'homme mort" basées sur l'altitude et la vitesse de l'air).
Ce brevet US décrit également l'accroissement des limites de fonctionnement d'un moteur jusqu'à un niveau exceptionnel si la vitesse du rotor a chuté en dessous de]0 80%, que le moteur se soit ou non révélé défaillant. Une telle circonstance peut exister lorsque une manoeuvre extrêmement sévère a été entreprise afin d'éviter un obstacle ou dans un cas similaire. Dans un tel cas la vitesse du rotor et du moteur peut chuter si fortement que la poursuite 15 de la manoeuvre est soit impossible soit inadéquate. Dans ce cas les commandes de carburant pour chaque moteur assurent un fonctionnement "exceptionnel" du moteur. Ainsi qu'il est noté dans ce brevet, les limites "exceptionnelles" doivent persister uniquement pendant quelques secondes (voir le passage allant de la colonne 8 ligne 60 à la colonne 9 ligne
7) mais ceci est également suffisant pour exiger une révision du moteur à la fin de la mission.
Les inventeurs -ont reconnu dans ce brevet qu'il était nécessaire d'établir des limites de fonctionnement 25 accrues du moteur (appelées ciaprès "limites élargies") qui
sont situées au-dessus des limites de fonctionnement normales du moteur mais toutefois en dessous des limites "exceptionnelles", en réponse à une famille prédéterminée de conditions de vitesse du rotor qui sont moins sévères que 30 les 80% du brevet US précité.
Un but de la présente invention est d'établir des limites élargies dans une commande électronique de carburant en réponse à certaines conditions de chute de vitesse du rotor de manière à fournir une capacité accrue pour la 35 commande de carburant à maintenir une vitesse du rotor prédéterminée dans certaines conditions de vitesse du rotor
anormales bien définies.
-3 2602270
Suivant l'invention les limites élargies pour la température (T5) de l'étage interne, la vitesse (Ni) du générateur de gaz et le couple de sortie (Q) sont établies automatiquement dans une commande électronique de carburant 5 pour un moteur à turbine si certaines conditions de vitesse du rotor (NR) sont satisfaites. Les conditions de vitesse du rotor dont n'importe laquelle provoque l'établissement automatique des limites élargies sont: - si la vitesse du rotor (NR) chute è une valeur 10 spécifique; ou - si la vitesse du rotor (NR) chute d'une valeur spécifique en dessous d'une vitesse de référence sélectionnée (NRREF); ou - si la vitesse du rotor se trouve décroltre (NRDOT) 15 à un taux excessif pendant une période de temps spécifiée et si la vitesse du rotor (NR) est égale à la vitesse (NF) de
la turbine libre du moteur.
A cet effet cet appareil de commande électronique de carburant exerçant une commande sur la température (T5) 20 de l'étage interne, la vitesse (N1) du générateur de gaz et le couple de sortie (Q) de chaque moteur à turbine dans un hélicoptère, dont le rotor est entrainé à une vitesse (NR) liée directement à la vitesse (NF) de la turbine libre du ou des moteurs, la commande de carburant intervenant pour main25 tenir la vitesse du rotor (NR) égale à une vitesse de rotor de référence (NRREF) qui est comprise entre une vitesse de rotor minimale (NRMIN) et une vitesse de rotor maximale (NRMAX), est caractérisé en ce qu'il comprend des moyens pour limiter la température (T5) de l'étage intérieur, la 30 vitesse (N1) du générateur de gaz et le couple de sortie (Q) du ou des moteurs en dessous de limites de seuil normales (respectivement A,B,C) qui sont dépendantes du fonctionnement en cours du moteur, des moyens pour détecter la vitesse (NR) du rotor et des moyens répondant aux moyens de détec35 tion de la vitesse du rotor pour autoriser la température (T5) de l'étage interne, la vitesse (N1) du générateur de gaz et le couple de sortie (Q) du ou des moteurs à augmenter
4 2602270
et à dépasser leurs limites de seuil normales, en remplaçant ces limites de seuil normales par des limites élargies, en réponse à l'une quelconque des conditions suivantes: a) si la vitesse (NR) du rotor chute à une première 5 valeur (NR1) comprise entre la vitesse minimale du rotor (NRMIN) et la vitesse maximale du rotor (NRMAX); ou b) si la vitesse (NR) du rotor tombe à une seconde valeur (NR2) ou en dessous de cette seconde valeur qui est est elle-même inférieure à la vitesse de référence du 10 rotor (NRREF); ou c) si la vitesse (NR) du rotor diminue à un taux (NRDOT) supérieur à un taux prédéterminé (R) et si la vitesse (NR) du rotor est égale à la vitesse (NF) de la turbine libre. L'invention a également pour objet un procédé de commande des paramètres de fonctionnement d'un moteur dans un hélicoptère à moteur à turbine caractérisé en ce qu'on établit une limite de seuil normale pour la température (T5) de l'étage interne du ou des moteurs; on établit une 20 limite élargie pour la température (T5) de l'étage interne du ou des moteurs laquelle est supérieure à la limite de seuil normale pour la température (T5) de liétage interne du ou des moteurs; on établit une limite de seuil normale pour la vitesse (N1) du générateur de gaz du ou des moteurs; on 25 établit une limite élargie pour la vitesse (N1) du générateur de gaz du ou des moteurs laquelle est supérieure à la limite de seuil normale pour la vitesse (Ni) du générateur de gaz du ou des moteurs; on établit une limite de seuil normale pour le couple de sortie du ou des moteurs; on éta30 blit une limite élargie pour le couple de sortie (Q) du ou des moteurs laquelle est supérieure à la limite de seuil normale pour le couple de sortie du ou des moteurs; et on fait fonctionner le ou les moteurs à l'intérieur des limites de seuil normales dans des circonstances normales pour un 35 fonctionnement entretenu du moteur et pour une vitesse du rotor normale, à moins que l'une quelconque des conditions suivantes n'apparaisse: a) en autorisant le ou les moteurs à fonctionner jusqu'aux limites élargies si la vitesse (NR) du rotor chute à une première valeur (NR1) comprise entre la vitesse minimale du rotor (NRMIN) et la vitesse maximale du rotor 5 (NRMAX), mais en reprenant le fonctionnement du moteur à l'intérieur des limites de seuil normales lorsque la vitesse (NR) du rotor augmente jusqu'à une troisième valeur (NR3) comprise entre la première valeur (NR1) et la vitesse maximale du rotor (NRMAX); ou bien b) en autorisant le ou les moteurs à fonctionner jusqu'aux limites élargies si la vitesse (NR) du rotor chute à une seconde valeur (NR2) ou en dessous de cette seconde valeur qui est elle-même inférieure à la vitesse de référence du rotor (NRREF), mais en reprenant le fonctionnement du 15 moteur dans les limites de seuil normales lorsque la vitesse (NR) du rotor augmente jusqu'à une quatrième valeur (NR4) inférieure à la vitesse de référence du moteur (NRREF); ou bien
c) en autorisant le ou les moteurs à fonctionner 20 jusqu'aux limites élargies si la vitesse (NR) du rotor diminue à un taux (NRDOT) supérieur. un taux prédéterminé (R) et si la vitesse (NR) du rotor est égale à la vitesse (NF) de la turbine libre, mais en reprenant le fonctionnement du moteur dans les limites de seuil normales lorsque la vitesse 25 du rotor ne diminue plus.
On décrira ci-après,à titre d'exemple non limitatif,
une forme d'exécution de la présente invention,en référence au dessin annexé qui est un schéma synoptique de l'invention.
La figure du dessin représente une commande électronique de carburant simplifiée 10 fournissant du carburant, par une conduite 12, à un moteur à turbine 14. Le moteur à turbine 14 comporte un générateur de gaz 16 tournant sur un arbre commun 18 avec une turbine de puissance 35 20, et une turbine libre 22 accouplée, par l'intermédiaire
d'un arbre de sortie 24, à un module d'entrée 26 contenant un embrayage qui est à son tour accouplé à une boite de vitesse 28. Dans le cas d'une disposition à plusieurs mo-
teurs, la botte de vitesse 26 reçoit également, en tant qu'entrée, l'arbre de sortie 24' d'un autre moteur 14' (par l'intermédiaire d'un autre module d'entrée 26'), le moteur 14' étant sous la commande d'une commande électronique de 5 carburant 10'. La boite de vitesse 28 entraîne le rotor principal 30 d'un hélicoptère.
Des capteurs appropriés 32,34,36 dans le ou les moteurs 14 (14') fournissent, à la commande de carburant 10 (10'), des indications relatives aux paramètres de -fonction10 nement du moteur suivant: - le capteur 32 fournit un signal indiquant la température (T5) de l'étage interne; - le capteur 34 fournit un signal indiquant la vitesse (N1) du générateur de gaz; - le capteur 36 fournit un signal indiquant le couple de sortie (Q); et
- le capteur 38 fournit un signal indiquant la vitesse (NF) de la turbine libre.
Le but d'une commande électronique de carburant est 20 de maintenir constante la vitesse (NF) de la turbine libre suivant une relation (déterminée par la transmission), par rapport à une vitesse de référence préétablie du rotor (NRREF). A cet effet un dispositif de sélection approprié, tel qu'un rhéostat 39 fournit, à la commande de carburant, 25 un signal représentant la vitesse de référence (NRREF) et un capteur 40 fournit à la commande de carburant un signal représentant la vitesse du rotor (NR). Tout écart entre ces vitesses (NRREF - NR * 0) se traduit par une augmentation ou une diminution appropriée de la quantité de carburant four30 nie au moteur, dans le but de maintenir la vitesse du rotor (NR) égale la vitesse de référence (NRREF). Cependant des limites de fonctionnement sont imposées au moteur ou aux moteurs afin d'assurer leur longévité. Des limites typiques qui sont imposées à un moteur Pratt et Whitney PT6B-36, dont 35 deux d'entre eux sont employés sur l'aéronef Sikorsky S-76B (PT6B et S-76 sont des marques enregistrées appartenant à la société United Technologies Corporation) sont les suivantes: Température de l'étage interne (T5): 8160C; Vitesse (N1) du générateur de gaz: 100% de la vitesse nominale du compresseur; et Couple de sortie (Q): 100% de la puissance nominale
sur l'arbre pour une vitesse du rotor de 100%. Ces limites 5 sont considérées présentement comme étant les "limites de seuil normales".
Cependant à certains moments, il est désirable de faire fonctionner un moteur, très brièvement, au-delà de ses limites de seuil normales. Par exemple, pendant une défail10 lance d'un seul moteur dans un hélicoptère à deux moteurs, il peut être approprié de faire fonctionner le moteur restant en service dans des limites "exceptionnelles". Ces limites exceptionnelles sont situées bien au-dessus des limites de seuil normales et elles permettent au moteur 15 restant seul en service de fournir une puissance additionnelle pour empêcher un écrasement au sol. toutefois au prix
d'une révision du moteur.
Dans des circonstances moins sévères il est connu de faire fonctionner le ou les moteurs dans des limites qui 20 sont seulement légèrement supérieures aux limites de seuil normales ou bien pendant une période de temps limitée. Par exemple il est admissible de faire fonctionner le moteur PT6B-36 pendant deux minutes et demie dans les limites suivantes sans endommager le ou les moteurs ou sans exiger une 25 révision: température (T5) de l'étage intérieur 8500C, vitesse (N1) du générateur de gaz 101,6% et couple de sortie (Q) 136%. Ces limites, quelquefois appelées dans le contexte "réglage pour deux minutes et demie", sont considérées présentement comme étant les "limites élargies" et il est connu 30 d'équiper un aéronef d'un commutateur 42 actionnable par le pilote, afin de sélectionner les limites élargies (au lieu des limites de seuil normales) pour des régimes de vol tel que des atterrissages ou approches de vol stationnaire en forte charge (poids de l'aéronef élevé) ou élevés (altitude 35 barométrique). Dees blocs 44,46 et 48 dans la commande de
carburant représentent respectivement dans l'ordre hiérar-
chique, les limites de seuil normales, las limites élargies et les limites exceptionnelles. Le commutateur 42 permet de
sélectionner manuellement les limites élargies.
La présente invention réside essentiellement dans 5 la sélection automatique des limites élargies pour des régimes de vol dans lesquels le pilote peut ne pas avoir sélectionné autrement ces limites et elle peut être aisément mise en oeuvre par un spécialiste de la technique dans une commande électronique de carburant typique, commandée par un 10 microprocesseur. La sélection des limites élargies et le retour aux limites de seuil normales se déroulent de la manière suivante dans le cas d'un aéronef S-76B (comme arrière plan de l'exemple donné, alors que l'aéronef 5-76B fonctionne toujours à une vitesse NR de 107%, l'aéronef 15 S-76A a une manette permettant le fonctionnement avec des
réglages de la vitesse du rotor compris entre 95% et 107%.
Il est certain que l'aéronef 5-76B pourrait être équipé de la même manière avec une manette de réglage de la vitesse du rotor. Dans l'exemple qui va suivre on supposera que la 20 vitesse de référence du rotor NRReF a été réglée à 107%).
Si la vitesse (NR) du rotor chute à 98%, les limites élargies sont alors imposées (en étant sélectionnées automatiquement) de manière à rendre davantage de puissance disponible pour la récupération à partir de n'importe quel 25 régime de vol ayant provoqué la chute excessive (9%) de la
vitesse du rotor. Le retour aux limites de seuil normales a lieu lorsque la vitesse du rotor revient à 102% et la récupération de la vitesse du rotor (vers la valeur NRREF) se poursuit sous les contraintes des limites de seuil normales 30 de 102% à 107% (NRREF).
Si la vitesse du rotor chute à 9% en dessous de
NRREF (dans ce cas si elle chute à 98%), les limites élargies sont imposées pour les raisons exposées précédemment.
(9% est choisi comme étant supérieur de 2% au cas le plus 35 mauvais d'une chute de 7% attendu pour une récupération à
partir de l'autorotation). Le retour aux limites de seuil normales a lieu lorsque la vitesse du rotor augmente jusqu'à une valeur à 5% de NRREF et à partir de ce point la récupé-
9 2602270
ration se poursuit à partir de 5% en dessous de NRREF jusqu'à NRREF dans les limites de seuil normales (5% est choisi comme étant inférieur de 2% au cas le plus mauvais de la
chute de 7%).
Si la vitesse du rotor se trouve décroître à un taux (NRDOT) supérieur à 10% par seconde, pendant 0,2 seconde (typiquement pendant deux cycles de base de 0,1 seconde du microprocesseur) et si la vitesse (NF) de la turbine libre est égale à la vitesse du rotor (NR), les limites élargies 10 sont imposées jusqu'à ce qu'il n'y ait plus de décroissance
de la vitesse du rotor (NRDOT = 0), et à ce moment le retour aux limites de seuil normales a lieu. En examinant le taux de décroissance de la vitesse du rotor uniquement si NR = NF les décroissances d'autorotation sont éliminées en tant que 15 phénomènes déclenchant l'établissement des limites élargies.
Les trois scénarios décrits dans les trois paragraphes précédents concernent tous des événements (régime de vol) qui provoquent une chute définie de la vitesse du rotor dans des conditions de fonctionnement normales. Ces scéna20 rios sont aisément réalisés dans un module de logiciel (ensemble d'instructions de logiciel) 50 qui répond au capteur 40 de la vitesse du rotor et qui fonctionne essentiellement en tant que commutateur en parallèle avec le commutateur 42 (par exemple, si des conditions quelconques parmi les trois 25 conditions de vitesse du rotor sont présentes, il établit
alors les limites élargies).
On notera que les deux premiers scénarios paraissent être simplement redondants et en fait ils le sont pour l'exemple donné. Dans une situation dans laquelle différents 30 seuils ont été sélectionnés, le premier événement (NR inférieur ou égale à 98%) pourrait apparaître indépendamment de l'autre événement (NR inférieur ou égale à 9% en dessous de
NRREF) et sans que cet autre événement apparaisse.
Les événements visés par ces scénarios sont d'une 35 nature beaucoup moins sévère qu'un moteur hors service (dans un aéronef à deux moteurs), ou qu'une chute de vitesse du
26022-70
rotor à 80% (voir le brevet US précité). Néanmoins il est désirable de prévoir une faible marge de sécurité additionnelle à ces instants sans sacrifier la longévité du moteur.
Il est apparu inutile d'établir une limite pour 5 "deux minutes et demie" lors de l'établissement automatique des limites élargies par le module de logiciel 50, puisqu'il est virtuellement certain que le pilote aura récupéré la vitesse du rotor, à partir des conditions de vitesse du rotor qui ont provoqué l'établissement des limites élargies, 10 bien à l'intérieur de la période de deux minutes et demie
pendant laquelle le moteur a pu fonctionner en toute sécurité dans les limites élargies (deux minutes et demie).
Claims (5)
1.- Appareil de commande électronique de carburant (10) exerçant une commande sur la température (T5) de I'éta5 ge interne, la vitesse (N1) du générateur de gaz et le couple de sortie (Q) de chaque moteur à turbine dans un hélicoptère, dont le rotor (30) est entraîné à une vitesse (NR) liée directement à la vitesse (NF) de la turbine libre du ou des moteurs, la commande de carburant intervenant pour main10 tenir la vitesse du rotor (NR) égale è une vitesse de rotor de référence (NRREF) qui est comprise entre une vitesse de rotor minimale (NRMIN) et une vitesse de rotor maximale (NRMAX), caractérisé en ce qu'il comprend des moyens (44) pour limiter la température (T5) de l'étage intérieur, la 15 vitesse (Ni) du générateur de gaz et le couple de sortie (Q) du ou des moteurs en dessous de limites de seuil normales (respectivement A,B,C) qui sont dépendantes du fonctionnement en cours du moteur, des moyens (40) pour détecter la vitesse (NR) du rotor et des moyens (46,50) répondant aux 20 moyens (40) de détection de -la vitesse du rotor pour autoriser la température (T5) de l'étage interne, la vitesse (N1) du générateur de gaz et le couple de sortie (Q) du ou des moteurs à augmenter et à dépasser leurs limites de seuil normales, en remplaçant ces limites de seuil normales par 25 des limites élargies (respectivement A',B',C'), en réponse à l'une quelconque des conditions suivantes: a) si la vitesse (NR) du rotor chute à une première valeur (NR1) comprise entre la vitesse minimale du rotor (NRMIN) et la vitesse maximale du rotor (NRMAX); ou b) si la vitesse (NR) du rotor tombe à une seconde valeur (NR2) ou en dessous de cette seconde valeur qui est elle-même inférieure à la vitesse de référence du rotor (NRREF); ou c) si la vitesse (NR) du rotor diminue à un taux 35 (NRDOT) supérieur à un taux prédéterminé (R) et si la vitesse (NR) du rotor est égale à la vitesse (NF) de la turbine libre.
2.- Appareil suivant la revendication i caractérisé en ce que la gamme des vitesses normales du rotor est comprise entre une vitesse de rotor minimale (NRMIN) de 95% et une vitesse de rotor maximale (NRMAX) de 107%, la premiè5 re valeur (NR1) est de 98%; la seconde valeur (NR2) est de 9% en dessous de la vitesse de référence du rotor (NRREF) et le taux prédéterminé (R) de décroissance de la vitesse du
rotor est de 10% par seconde pendant 0,2 seconde.
3.- Appareil suivant la revendication 1 caractéri10 sé en ce que la vitesse minimale du rotor (NRMIN) est de %; la vitesse maximale du rotor (NRMAX) est de 107%; la première valeur (NR1) est de 98%; la seconde valeur (NR2) est de 9%; la limite de seuil normale (A) pour la température (T5) de l'étage interne est de 816OC; la limite élargie 15 (A') pour la température (T5) de l'éta.ge interne est de 850oC; la limite de seuil normale (B) pour la vitesse (N1) du générateur de gaz est de 100%; la limite élargie (B') pour la vitesse (N1) du générateur de gaz est de 101,6%; la limite de seuil normale (C) pour le couple de sortie (Q) est 20 de 100% et la limite élargie (C') pour le couple de sortie
(Q) est de 136%.
4.- Procédé de commande des paramètres de fonctionnement d'un moteur dans un hélicoptère à moteur à turbine caractérisé en ce qu'on établit une limite de seuil normale 25 (A) pour la température (T5) de l'étage interne du ou des moteurs; on établit une limite élargie (A') pour la température (T5) de l'étage interne du -ou des moteurs laquelle est supérieure à la limite de seuil normale (A) pour la température (T5) de l'étage interne du ou des moteurs; on établit 30 une limite de seuil normale (B) pour la vitesse (N1) du générateur de gaz du ou des moteurs; on établit une limite élargie (B') pour la vitesse (N1) du générateur de gaz du ou des moteurs laquelle est supérieure à la limite de seuil normale (B) pour la vitesse (N1) du générateur de gaz du ou 35 des moteurs; on établit une limite de seuil normale (C) pour le couple de sortie du ou des moteurs; on établit une limite élargie (C') pour le couple de sortie (Q) du ou des moteurs laquelle est supérieure à la limite de seuil normale (C) pour le couple de sortie du ou des moteurs; et on fait fonctionner le ou les moteurs à l'intérieur des limites de seuil normales (A,B,C) dans des circonstances normales pour un fonctionnement entretenu du moteur et pour une vitesse du 5 rotor normale, à moins que l'une quelconque des conditions suivantes n'apparaisse: a) en autorisant le ou les moteurs à fonctionner jusqu'aux limites élargies (A',B',C') si la vitesse (NR) du rotor chute è une première valeur (NR1) comprise entre la 10 vitesse minimale du rotor (NRMIN) et la vitesse maximale du rotor (NRMAX), mais en reprenant le fonctionnement du moteur à l'intérieur des limites de seuil normales (A,B,C) lorsque la vitesse (NR) du rotor augmente jusqu'à une troisième valeur (NR3) comprise entre la première valeur (NR1)' et la 15 vitesse maximale du rotor (NRMAx); ou bien b) en autorisant le ou les moteurs à fonctionner jusqu'aux limites élargies (A',B',C') si la vitesse (NR) du rotor chute à une seconde valeur (NR2) ou en dessous de cette seconde valeur qui est elle-même inférieure à la vi20 tesse de référence du rotor (NRREF), mais en reprenant le fonctionnement du moteur dans les limites de seuil normales (A,B,C) lorsque la vitesse (NR) du rotor augmente jusqu'à une quatrième valeur (NR4) inférieure à la vitesse de référence du moteur (NRREF); ou bien c) en autorisant le ou les moteurs à fonctionner jusqu'aux limites élargies (A',B',C') si la vitesse (NR) du rotor diminue à un taux (NRDOT) supérieur à un taux prédéterminé- (R) et si la vitesse (NR) du rotor est égale à la vitesse (NF) de la turbine libre, mais en reprenant le fonc30 tionnement du moteur dans les limites de seuil normales (A,B,C) lorsque la vitesse du rotor ne diminue plus (R = 0).
5.Procédé suivant la revendication 4 caractérisé en ce que la vitesse minimale du rotor (NRMIN) est de 95%; 35 la vitesse maximale du rotor (NRMAX) est de 107%; la première valeur (NR1) est de 98%; la deuxième valeur (NR2) est de 9%; la troisième valeur (NR3) est de 102%; la quatrième valeur (NR4) est de 5%; la limite de seuil normale (A) pour la température (T5) de l'étage interne est de 816oC; la -limite élargie (A') pour la température (T5) de l'étage interne est de 8500C; la limite de seuil normale (B) pour la vitesse (N1) du générateur de gaz est de 100%; la limite 5 élargie (B') pour la vitesse (N1) du générateur de gaz est de 101,6%; la limite de seuil normale (C) pour le couple de sortie (Q) est de 100% et la limite élargie (C') pour le
couple de sortie (Q) est de 136%.
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US89268986A | 1986-08-04 | 1986-08-04 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| FR2602270A1 true FR2602270A1 (fr) | 1988-02-05 |
Family
ID=25400361
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| FR8710936A Withdrawn FR2602270A1 (fr) | 1986-08-04 | 1987-07-31 | Procede et appareil de commande des parametres de fonctionnement du moteur d'un helicoptere a moteur a turbine |
Country Status (6)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPS6345429A (fr) |
| BR (1) | BR8701672A (fr) |
| DE (1) | DE3725687A1 (fr) |
| FR (1) | FR2602270A1 (fr) |
| GB (1) | GB2193535A (fr) |
| IT (1) | IT1228547B (fr) |
Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2878288A1 (fr) * | 2004-11-25 | 2006-05-26 | Eurocopter France | Procede et dispositif pour optimiser l'enveloppe de performances d'un turbomoteur |
| EP1741901A1 (fr) * | 2005-07-07 | 2007-01-10 | Eurocopter | Procédé d'optimisation de l'enveloppe de performances d'un turbomoteur |
| EP2447510A1 (fr) | 2010-10-29 | 2012-05-02 | Eurocopter | Installation motrice d'un aéronef, aéronef et procédé de pilotage dudit aéronef |
| EP2615032A1 (fr) | 2012-01-12 | 2013-07-17 | Eurocopter | Installation motrice d'un aéronef, aéronef, et procédé de pilotage dudit aéronef |
| US10112723B2 (en) | 2015-03-31 | 2018-10-30 | Airbus Helicopters | Method and a device for stopping a turboshaft engine in nominal operation |
Families Citing this family (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB8730187D0 (en) * | 1987-12-24 | 1988-02-03 | Rolls Royce Plc | Overspeed limiter for gas turbine aeroengine |
| US5258505A (en) * | 1991-07-26 | 1993-11-02 | Canon Kabushiki Kaisha | Trisazo compounds, and dye compositions containing same |
| GB2262623B (en) * | 1991-12-17 | 1995-04-26 | Rolls Royce Plc | Aircraft engine management system |
| US6012676A (en) * | 1998-03-31 | 2000-01-11 | Sikorsky Aircraft Corporation | Integrated fire and flight control system with automatic engine torque limiting |
| DE102009016106A1 (de) * | 2009-02-20 | 2010-08-26 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Verfahren zum Messen der Beanspruchung rotierender Wellen von Turbomaschinen und Flugtriebwerken und Vorrichtung zur Durchführung des Verfahrens |
| DE102009016105B4 (de) * | 2009-02-20 | 2017-11-16 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Verfahren und Vorrichtung zum Messen der Beanspruchung rotierender Wellen |
| FR3000989A1 (fr) | 2013-01-16 | 2014-07-18 | Eurocopter France | Systeme de surveillance du demarrage d'un aeronef a voilure tournante, aeronef et procede mettant en oeuvre ce systeme |
| US9771167B2 (en) | 2013-01-16 | 2017-09-26 | Airbus Helicopters | Monitor system for monitoring the starting of a rotary wing aircraft, an aircraft, and a method using the system |
-
1987
- 1987-04-09 BR BR8701672A patent/BR8701672A/pt unknown
- 1987-07-31 FR FR8710936A patent/FR2602270A1/fr not_active Withdrawn
- 1987-08-03 DE DE3725687A patent/DE3725687A1/de not_active Withdrawn
- 1987-08-03 IT IT8721567A patent/IT1228547B/it active
- 1987-08-03 GB GB08718303A patent/GB2193535A/en not_active Withdrawn
- 1987-08-04 JP JP62195137A patent/JPS6345429A/ja active Pending
Cited By (10)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2878288A1 (fr) * | 2004-11-25 | 2006-05-26 | Eurocopter France | Procede et dispositif pour optimiser l'enveloppe de performances d'un turbomoteur |
| US7668639B2 (en) | 2004-11-25 | 2010-02-23 | Eurocopter | Method and apparatus for optimizing the performance envelope of an engine |
| EP1741901A1 (fr) * | 2005-07-07 | 2007-01-10 | Eurocopter | Procédé d'optimisation de l'enveloppe de performances d'un turbomoteur |
| FR2888287A1 (fr) * | 2005-07-07 | 2007-01-12 | Eurocopter France | Procede d'optimisation de l'enveloppe de perfomances d'un turbomoteur. |
| US7532970B1 (en) | 2005-07-07 | 2009-05-12 | Eurocopter | Method of optimizing the performance envelope of a turbine engine |
| EP2447510A1 (fr) | 2010-10-29 | 2012-05-02 | Eurocopter | Installation motrice d'un aéronef, aéronef et procédé de pilotage dudit aéronef |
| US8868264B2 (en) | 2010-10-29 | 2014-10-21 | Airbus Helicopters | Aircraft power plant, an aircraft, and a method of piloting said aircraft |
| EP2615032A1 (fr) | 2012-01-12 | 2013-07-17 | Eurocopter | Installation motrice d'un aéronef, aéronef, et procédé de pilotage dudit aéronef |
| US8996206B2 (en) | 2012-01-12 | 2015-03-31 | Airbus Helicopters | Aircraft power plant, an aircraft, and a method of piloting said aircraft |
| US10112723B2 (en) | 2015-03-31 | 2018-10-30 | Airbus Helicopters | Method and a device for stopping a turboshaft engine in nominal operation |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| IT1228547B (it) | 1991-06-20 |
| IT8721567A0 (it) | 1987-08-03 |
| GB8718303D0 (en) | 1987-09-09 |
| DE3725687A1 (de) | 1988-02-18 |
| JPS6345429A (ja) | 1988-02-26 |
| GB2193535A (en) | 1988-02-10 |
| BR8701672A (pt) | 1988-01-05 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CA3064098C (fr) | Procede d'assistance pour aeronef monomoteur a voilure tournante lors d'une panne moteur | |
| EP3095695B1 (fr) | Procede pour activer un moteur electrique d'une installation hybride d'un aeronef multimoteur, et un aeronef | |
| EP2703292B1 (fr) | Procédé d'assistance d'un pilote d'un aéronef monomoteur à voilure tournante lors d'une phase de vol en autorotation | |
| EP3207223B1 (fr) | Architecture d'un systeme propulsif d'un helicoptere comprenant un turbomoteur hybride et un systeme de reactivation de ce turbomoteur hybride | |
| EP2724939B1 (fr) | Procédé de gestion d'une panne moteur sur un aéronef multimoteur muni d'une installation motrice hybride | |
| CA2590991C (fr) | Equilibrage en puissance de deux turbomoteurs d'un aeronef | |
| FR2602270A1 (fr) | Procede et appareil de commande des parametres de fonctionnement du moteur d'un helicoptere a moteur a turbine | |
| EP3123007B1 (fr) | Turbomoteur, helicoptere bimoteur equipe d'un tel turbomoteur et procede d'optimisation du regime de super-ralenti a puissance nulle d'un tel helicoptere bimoteur | |
| CA2583136C (fr) | Procede et dispositif pour realiser un controle de l'etat de sante d'un turbomoteur d'un giravion bimoteur | |
| CA2943618C (fr) | Turbomoteur comprenant un dispositif de couplage mecanique commande, helicoptere equipe d'un tel turbomoteur et procede d'optimisation du regime de super-ralenti a puissance nulle d'un tel helicoptere | |
| FR2557217A1 (fr) | Systeme de detection et d'avertissement de calage de rotation d'un compresseur | |
| EP3208193B1 (fr) | Dispositif et méthode de commande d'un embrayage entre le moteur et la boite de transmission principale de puissance d'un aéronef | |
| EP2623749B1 (fr) | Dispositif et procédé de régulation d'une installation motrice comportant au moins un turbomoteur, et aéronef | |
| FR2868753A1 (fr) | Systeme donnant un avertissement tactile de l'existence d'un depassement de parametres de securite dans un helicoptere | |
| EP3912909B1 (fr) | Procédé d'optimisation du bruit généré au sol par un giravion | |
| CA3201567C (fr) | Systeme propulsif hybride pour un helicoptere | |
| CA2802576C (fr) | Installation motrice d'un aeronef, aeronef, et procede de pilotage dudit aeronef | |
| WO2018150138A1 (fr) | Procédé et système de commande d'un dispositif d'urgence | |
| EP0471623B1 (fr) | Dispositif compensateur de température devant la turbine d'une turbomachine d'aviation | |
| EP3733508B1 (fr) | Procédé de regulation d'une installation motrice d'un giravion et giravion associe | |
| FR2871437A1 (fr) | Indicateur de pilotage permettant de predire l'evolution du regime de rotation du rotor principal d'un giravion | |
| WO2024134086A1 (fr) | Commande automatisee des turbomachines d'un aeronef a voilure tournante lors d'une panne sur une turbomachine | |
| JPS61160540A (ja) | エンジン回転数制御装置 | |
| CA3154381A1 (fr) | Procede d'arret rapide du rotor d'un helicoptere apres atterrissage |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| ST | Notification of lapse |