FR2965300A1

FR2965300A1 - Method for controlling turbomachine of engine i.e. turboshaft engine, of helicopter by electronic control unit, involves realizing maintenance test by one of two application software modules when aircraft is in ground

Info

Publication number: FR2965300A1
Application number: FR1057745A
Authority: FR
Inventors: Jonathan Benitah; Davy Masson; Frederic Luc Michel Masson; Olivier Andre Pascal
Original assignee: SNECMA SAS
Current assignee: Safran Aircraft Engines SAS
Priority date: 2010-09-27
Filing date: 2010-09-27
Publication date: 2012-03-30
Anticipated expiration: 2030-09-27
Also published as: FR2965300B1

Abstract

The method involves regulating a turbomachine implemented by an application software module executed by an electronic control unit when an aircraft is not in a ground, where the software module is developed in accordance with an assurance standard under development. A maintenance test is realized by another application software module when the aircraft is in the ground. The latter software module developed in accordance with another assurance standard under development is executed (E3) when input conditions are verified. Independent claims are also included for the following: (1) a control program comprising a set of instructions to perform a control method (2) an electronic control unit comprising a memory (3) an engine for an aircraft, comprising a turbomachine.

Description

1 Arrière-plan de l'invention L'invention concerne le domaine général de l'aéronautique. En particulier, l'invention se rapporte à la commande d'une turbomachine d'un moteur d'aéronef. Typiquement, le fonctionnement d'une turbomachine est régulé par une unité électronique de commande, qui met en oeuvre une boucle de régulation principale pour asservir le régime de la turbomachine à un régime de consigne fonction de la poussée souhaitée, ainsi que des boucles de régulation secondaires pour des équipements à géométrie variable de la turbomachine. L'unité électronique de commande a aussi pour fonction d'assurer la maintenance de la turbomachine et à ce titre de réaliser des tests de maintenance lorsque l'aéronef est au sol. De manière connue, les fonctions de régulation et de maintenance de l'unité électronique sont mises en oeuvre par un logiciel applicatif exécuté par l'unité électronique de commande. Pour des raisons de certification, le développement de ce logiciel applicatif doit être réalisé conformément à une norme d'assurance en développement appelée norme « D0178B ». Cette norme présente plusieurs niveaux et le logiciel applicatif doit être développé conformément au niveau le plus contraignant, à savoir « D0178B level A », ce qui implique un coût et des délais de développement élevés. . BACKGROUND OF THE INVENTION The invention relates to the general field of aeronautics. In particular, the invention relates to the control of a turbomachine of an aircraft engine. Typically, the operation of a turbomachine is regulated by an electronic control unit, which implements a main control loop for controlling the speed of the turbomachine to a setpoint speed depending on the desired thrust, as well as control loops. secondary for equipment with variable geometry of the turbomachine. The electronic control unit also has the function of maintaining the turbomachine and as such to perform maintenance tests when the aircraft is on the ground. In known manner, the control and maintenance functions of the electronic unit are implemented by an application software executed by the electronic control unit. For certification reasons, the development of this application software must be carried out in accordance with a development insurance standard called "D0178B" standard. This standard has several levels and the application software must be developed according to the most stringent level, namely "D0178B level A", which implies a high cost and development time. .

Or, les fonctions de maintenance peuvent être sujettes à de nombreuses modifications en cours de développement ou de post-certification. A chaque modification, il est nécessaire d'effectuer toutes les vérifications imposées par la norme, ce qui implique à chaque fois des coûts et des délais important. However, maintenance functions can be subject to many changes during development or post-certification. With each modification, it is necessary to carry out all the checks imposed by the standard, which involves in each case important costs and delays.

Objet et résumé de l'invention L'invention a pour but de fournir un procédé de commande d'une turbomachine, qui ne présente pas au moins certains des inconvénients de l'art antérieur précité. En particulier, un but de l'invention est de permettre de modifier les fonctions de maintenance sans impliquer des délais et un coût importants. OBJECT AND SUMMARY OF THE INVENTION The object of the invention is to provide a method for controlling a turbomachine, which does not have at least some of the disadvantages of the aforementioned prior art. In particular, an object of the invention is to allow to modify the maintenance functions without involving delays and cost.

A cet effet, l'invention propose un procédé de commande d'une turbomachine de moteur d'aéronef, exécuté par une unité électronique de commande, le procédé comprenant : - une étape de régulation de la turbomachine mise en oeuvre, lorsque l'aéronef n'est pas au sol, par un premier module logiciel applicatif exécuté par l'unité électronique de commande, le premier module logiciel applicatif étant développé conformément à une première norme d'assurance en développement, et - lorsque ledit aéronef est au sol, une étape de réalisation d'un test de maintenance, caractérisé en ce qu'il comprend : - une étape de test de conditions d'entrée incluant une condition visant à déterminer si l'aéronef est au sol, et - lorsque lesdites conditions d'entrée sont vérifiées, une étape d'exécution, à la place du premier module logiciel applicatif, d'un deuxième module logiciel applicatif développé conformément à une deuxième norme d'assurance en développement moins contraignante que la première, l'étape de réalisation d'un test de maintenance étant mise en oeuvre par le deuxième module logiciel. For this purpose, the invention proposes a method for controlling an aircraft engine turbomachine, executed by an electronic control unit, the method comprising: a step of regulating the turbomachine implemented, when the aircraft is not on the ground, by a first application software module executed by the electronic control unit, the first application software module being developed according to a first insurance standard under development, and - when said aircraft is on the ground, a step of performing a maintenance test, characterized in that it comprises: - an input condition test step including a condition for determining whether the aircraft is on the ground, and - when said entry conditions are verified, an execution step, instead of the first application software module, a second application software module developed in accordance with a second insurance standard under development mo ins binding than the first, the step of performing a maintenance test being implemented by the second software module.

Grâce à ces caractéristiques, les fonctions de régulation de la turbomachine peuvent être mise en oeuvre par le premier module logiciel applicatif certifié selon une première norme, par exemple « D0178B level A ». Les fonctions de maintenance au sol peuvent être mise en oeuvre par le deuxième module logiciel applicatif certifié selon une norme moins contraignante, par exemple « D0178B level D » ou « D0178B level E ». Ainsi, en cas de modification d'une fonction de maintenance, seul le deuxième module logiciel doit être redéveloppé. Comme le deuxième module logiciel est développé conformément à une norme moins contraignante, ce redéveloppement n'implique pas un coût et un délai important. Les conditions d'entrées peuvent comprendre en outre une condition visant à déterminer si le moteur est à l'arrêt et une condition visant à déterminer si une requête de mode maintenance a été reçue. Selon un mode de réalisation, le procédé de commande comprend : - une étape de test de conditions de sortie incluant une condition visant à déterminer si l'aéronef n'est pas au sol, et - lorsqu'au moins une desdites conditions de sortie est vérifiée, une étape d'exécution, à la place dudit deuxième module logiciel applicatif, du premier module logiciel applicatif. Les conditions de sortie peuvent inclure une condition visant à déterminer si une requête de mode normal a été reçue et/ou une condition visant à déterminer si le moteur n'est pas à l'arrêt. Selon une variante, le procédé de commande comprend, lorsqu'au moins une desdites conditions de sortie est vérifiée, une étape de réinitialisation de ladite unité électronique avant ladite étape d'exécution, à la place dudit deuxième module logiciel applicatif, du premier module logiciel. L'invention propose également un programme de commande comprenant des instructions pour l'exécution d'un procédé de commande conforme à l'invention lorsque le programme est exécuté par un ordinateur. L'invention fournit également une unité électronique pour la commande d'une turbomachine, ladite unité électronique comprenant une mémoire contenant un programme de commande conforme à l'invention. L'invention propose enfin un moteur d'aéronef comprenant une turbomachine et une unité électronique conforme à l'invention. Thanks to these characteristics, the regulation functions of the turbomachine can be implemented by the first application software module certified according to a first standard, for example "D0178B level A". The ground maintenance functions can be implemented by the second application software module certified according to a less stringent standard, for example "D0178B level D" or "D0178B level E". Thus, in case of modification of a maintenance function, only the second software module must be redeveloped. As the second software module is developed according to a less stringent standard, this redevelopment does not involve a cost and a significant delay. The input conditions may further include a condition for determining whether the engine is stopped and a condition for determining whether a maintenance mode request has been received. According to one embodiment, the control method comprises: an output condition test step including a condition to determine if the aircraft is not on the ground, and when at least one of said exit conditions is verified, an execution step, instead of said second application software module, the first application software module. The exit conditions may include a condition to determine whether a normal mode request has been received and / or a condition to determine if the engine is not stopped. According to a variant, the control method comprises, when at least one of said output conditions is verified, a step of resetting said electronic unit before said execution step, in the place of said second software application module, of the first software module. . The invention also proposes a control program comprising instructions for the execution of a control method according to the invention when the program is executed by a computer. The invention also provides an electronic unit for controlling a turbomachine, said electronic unit comprising a memory containing a control program according to the invention. The invention finally proposes an aircraft engine comprising a turbomachine and an electronic unit according to the invention.

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. Sur les figures : la figure 1 représente, de manière très schématique, une turbomachine de moteur d'aéronef ; la figure 2 représente schématique une unité électronique pour la commande de la turbomachine de la figure 1, et la figure 3 représente les principales étapes d'un procédé de commande selon un mode de réalisation de l'invention.35 Description détaillée d'un mode de réalisation L'invention sera principalement décrite ci-après dans le cadre de son application à une turbomachine de moteur de propulsion pour avion telle que par exemple celle montrée de façon très simplifiée sur la figure 1. L'invention est toutefois applicable à d'autres turbomachines, notamment des turbines d'hélicoptères. La turbomachine de la figure 1 comprend une chambre de combustion 1, les gaz de combustion issus de la chambre 1 entraînant une turbine haute pression (HP) 2 et une turbine basse pression (BP) 3. La turbine HP 2 est couplée par un arbre à un compresseur HP 4 alimentant la chambre de combustion 1 en air sous pression tandis que la turbine BP 3 est couplée par un autre arbre à une soufflante 5 en entrée du moteur. Le fonctionnement de la turbomachine est commandé par une unité électronique 10, qui met en oeuvre une boucle de régulation principale pour asservir le régime de la turbomachine à un régime de consigne fonction de la poussée souhaitée, par ajustement du débit de carburant amené à la chambre de combustion 1. L'unité électronique 10 a également pour fonction, lorsque l'avion est au sol, d'effectuer des tests de maintenance de l'avion. BRIEF DESCRIPTION OF THE DRAWINGS Other features and advantages of the present invention will emerge from the description given below, with reference to the accompanying drawings which illustrate an embodiment having no limiting character. In the figures: FIG. 1 very schematically represents an aircraft engine turbomachine; FIG. 2 diagrammatically represents an electronic unit for controlling the turbomachine of FIG. 1, and FIG. 3 represents the main steps of a control method according to one embodiment of the invention. The invention will be mainly described below in the context of its application to a propulsion engine turbine engine for an airplane such as for example that shown in a very simplified manner in FIG. 1. The invention is however applicable to other turbomachines, including helicopter turbines. The turbomachine of FIG. 1 comprises a combustion chamber 1, the combustion gases coming from chamber 1 driving a high pressure turbine (HP) 2 and a low pressure turbine (LP) 3. The HP turbine 2 is coupled by a shaft an HP 4 compressor supplying the combustion chamber 1 with pressurized air while the LP turbine 3 is coupled by another shaft to a fan 5 at the engine inlet. The operation of the turbomachine is controlled by an electronic unit 10, which uses a main control loop to control the speed of the turbomachine at a desired speed depending on the desired thrust, by adjusting the fuel flow to the chamber The electronic unit 10 also has the function, when the aircraft is on the ground, to perform maintenance tests of the aircraft.

La figure 2 représente l'unité électronique 10. L'unité électronique 10 présente l'architecture matérielle d'un ordinateur et comprend notamment un processeur 11, une mémoire morte 12, une mémoire vive 13 et une interface de communication 14. Le processeur 11 permet d'exécuter des programmes d'ordinateur mémorisés dans la mémoire morte 12 en utilisant la mémoire vive 13. Les programmes d'ordinateur mémorisés dans la mémoire morte 12 incluent notamment un programme de commande composé d'un premier module logiciel applicatif, d'un deuxième module logiciel applicatif et d'un verrou logiciel. Le premier module logiciel applicatif, le deuxième module logiciel applicatif et le verrou logiciel peuvent être développés, compilés et exécutés par le système d'exploitation de l'unité électronique 10 indépendamment l'un de l'autre. Le premier module logiciel applicatif contient les instructions pour la mise en oeuvre des fonctions de régulation de la turbomachine. Il a été développé selon la norme d'assurance en développement « D0178B level A ». FIG. 2 represents the electronic unit 10. The electronic unit 10 presents the hardware architecture of a computer and notably comprises a processor 11, a read-only memory 12, a random access memory 13 and a communication interface 14. The processor 11 allows the execution of computer programs stored in the read-only memory 12 by using the random access memory 13. The computer programs stored in the read-only memory 12 include, in particular, a control program composed of a first application software module, a second application software module and a software lock. The first application software module, the second application software module and the software lock can be developed, compiled and executed by the operating system of the electronic unit 10 independently of one another. The first application software module contains the instructions for implementing the regulation functions of the turbomachine. It has been developed according to the insurance standard under development "D0178B level A".

Le deuxième module logiciel applicatif contient les instructions pour la mise en oeuvre des fonctions de maintenance de la turbomachine. Il a été développé selon la norme d'assurance en développement « D0178B level D » ou « D0178B level E », qui est moins contraignante que « D0178B level A ». Enfin, le verrou logiciel a pour fonction d'assurer l'exécution par défaut du premier module logiciel applicatif, et l'exécution du deuxième module logiciel applicatif lorsque des conditions sont vérifiées. La figure 3 représente les principales étapes du verrou logiciel. The second application software module contains the instructions for implementing the maintenance functions of the turbomachine. It has been developed according to the insurance standard under development "D0178B level D" or "D0178B level E", which is less restrictive than "D0178B level A". Finally, the function of the software lock is to ensure the default execution of the first application software module, and the execution of the second application software module when conditions are verified. Figure 3 shows the main steps of the software lock.

A l'étape E1, le verrou logiciel teste des conditions d'entrée (CE). Les conditions d'entrée sont « L'avion est au sol », « Le moteur est à l'arrêt », et « Requête de mode maintenance reçue ». La condition « L'avion est au sol » est par exemple déterminée à partir de l'information « Poids sur roues » (« Weight-On-Whee/»). La condition « Le moteur est à l'arrêt » est par exemple déterminée à partir du régime du moteur et de la position du levier « Master Lever ». Les informations précitées peuvent être obtenues par l'unité électronique 10 par l'interface de communication 14. Enfin, la condition « Requête de mode maintenance reçue » est par exemple vérifiée lorsque l'unité électronique 10 reçoit une requête redondée, provenant d'une interface située dans le cockpit de l'avion, demandant l'exécution du deuxième module logiciel applicatif. Si les conditions d'entrée ne sont pas toutes vérifiées, le verrou logiciel lance ou poursuit, à l'étape E2, l'exécution du premier module logiciel applicatif, désigné LA1 sur la figure 3. Les conditions d'entrée sont testées périodiquement pendant l'exécution du premier module logiciel applicatif. Si les conditions d'entrée sont toutes vérifiées, le verrou logiciel lance l'exécution, à l'étape E3, du deuxième module logiciel applicatif, 30 désigné LA2 sur la figure 3. Pendant l'exécution du deuxième module logiciel applicatif, le verrou logiciel teste régulièrement, à l'étape E4, des conditions de sortie (CS). Les conditions de sortie sont « L'avion n'est pas au sol », « Le moteur n'est pas à l'arrêt », « Requête de mode normal reçue » et « Délai 35 expiré ». In step E1, the software lock tests input conditions (CE). The entry conditions are "The plane is on the ground", "The engine is stopped", and "Maintenance mode request received". The condition "The plane is on the ground" is for example determined from the information "Weight on wheels" ("Weight-On-Whee /"). The condition "The engine is stopped" is for example determined from the engine speed and the position of the lever "Master Lever". The aforementioned information can be obtained by the electronic unit 10 via the communication interface 14. Finally, the condition "maintenance mode request received" is for example verified when the electronic unit 10 receives a redundant request, coming from a interface located in the cockpit of the aircraft, requesting the execution of the second application software module. If the input conditions are not all verified, the software lock starts or continues, in step E2, the execution of the first application software module, designated LA1 in Figure 3. The input conditions are tested periodically during the execution of the first application software module. If the input conditions are all checked, the software lock starts the execution, in step E3, of the second application software module, designated LA2 in FIG. 3. During the execution of the second application software module, the lock software periodically tests, in step E4, exit conditions (CS). The exit conditions are "The aircraft is not on the ground", "The engine is not stopped", "Normal mode request received" and "Expired timeout 35".

La condition « L'avion n'est pas au sol » est par exemple également déterminée à partir de l'information « Poids sur roues » (« Weight-On-Whee/»). La condition « Le moteur n'est pas à l'arrêt » est par exemple déterminée à partir du régime du moteur et de la position du levier « Master Lever ». La condition « Requête de mode normal reçue » est par exemple vérifiée lorsque l'unité électronique 10 reçoit une requête redondée, provenant de l'interface située dans le cockpit de l'avion, demandant l'exécution du premier module logiciel applicatif. Enfin, la condition « Délai expiré » est par exemple vérifiée si, après l'étape E3, la requête demandant l'exécution du deuxième module logiciel applicatif de la condition d'entrée « Requête de mode maintenance reçue » n'est plus reçue pendant quelques secondes. Ce délai permet d'éviter de rester bloqué dans le mode maintenance en cas de défaut de la communication entre l'unité électronique 10 et l'interface située dans le cockpit de l'avion. The condition "The plane is not on the ground" is for example also determined from the information "Weight on wheels" ("Weight-On-Whee /"). The condition "The engine is not stopped" is for example determined from the engine speed and the position of the lever "Master Lever". The condition "normal mode request received" is for example verified when the electronic unit 10 receives a redundant request from the interface located in the cockpit of the aircraft, requesting the execution of the first application software module. Finally, the condition "Expired timeout" is verified, for example, if, after step E3, the request requesting the execution of the second application software module of the input condition "maintenance mode request received" is no longer received during a few seconds. This delay makes it possible to avoid being stuck in the maintenance mode in the event of a fault in the communication between the electronic unit 10 and the interface located in the cockpit of the aircraft.

L'exécution du deuxième module logiciel applicatif, lancée à l'étape E3, se poursuit tant qu'aucune condition de sortie n'est vérifiée. Par contre, si au moins une des conditions de sortie est vérifiée, l'unité électronique 10 est réinitialisée à l'étape E5 puis le premier module logiciel applicatif est exécuté, à l'étape E2, à la place du deuxième module logiciel applicatif. La réinitialisation de l'étape E5 consiste à effacer toutes les zones mémoires utilisées par les modules logiciels applicatifs, afin de permettre l'exécution du premier module logiciel applicatif à partir de conditions neutres, sans tenir compte de données calculées par le deuxième module logiciel applicatif. The execution of the second application software module, started in step E3, continues as long as no output condition is verified. By cons, if at least one of the output conditions is verified, the electronic unit 10 is reset in step E5 and the first application software module is executed in step E2, instead of the second application software module. The reset of step E5 consists in deleting all the memory zones used by the application software modules, in order to allow the execution of the first application software module from neutral conditions, without taking into account data calculated by the second application software module. .

Dans une variante, au moins une des fonctions de maintenance mises en oeuvre par le deuxième module logiciel applicatif nécessite une rotation du moteur. Il s'agit d'une rotation en ventilation sèche car le levier « Master-Lever » doit être dans une position dans laquelle la chambre de combustion 1 n'est pas alimentée. Dans cette variante, la condition de sortie « Le moteur n'est pas à l'arrêt » est inhibée. Si un développeur souhaite modifier une des fonctions de maintenance mises en oeuvre par l'unité électronique 10, il lui suffit de redévelopper le deuxième module logiciel applicatif. Comme le deuxième module logiciel applicatif ne doit pas vérifier la norme d'assurance en développement la plus contraignante, ce redéveloppement peut être rapide et peu couteux. In a variant, at least one of the maintenance functions implemented by the second application software module requires a rotation of the motor. This is a rotation in dry ventilation because the lever "Master-Lever" must be in a position in which the combustion chamber 1 is not powered. In this variant, the output condition "The motor is not stopped" is inhibited. If a developer wishes to modify one of the maintenance functions implemented by the electronic unit 10, it is sufficient to redevelop the second application software module. Since the second application software module does not have to verify the most stringent development insurance standard, this redevelopment can be fast and inexpensive.

Par ailleurs, le verrou logiciel assure que la régulation de la turbomachine est assurée, lorsque l'avion est en vol ou que le moteur est en marche, par le premier module logiciel applicatif. L'invention propose donc une architecture logicielle permettant 5 une certification et une flexibilité en vue d'éventuelles modifications. Furthermore, the software lock ensures that the regulation of the turbomachine is ensured, when the aircraft is in flight or the engine is running, by the first application software module. The invention therefore proposes a software architecture allowing certification and flexibility with a view to possible modifications.

Claims

REVENDICATIONS1. A method for controlling an aircraft engine turbomachine, executed by an electronic control unit (10), said method comprising: a step of regulating said turbomachine implemented, when the aircraft is not on the ground by a first application software module executed by said electronic control unit, said first application software module being developed according to a first insurance standard under development, and - when said aircraft is on the ground, a step of performing a test maintenance system, characterized in that it comprises: - an input condition test step (E1) including a condition for determining whether said aircraft is on the ground, and - when said input conditions are satisfied, a step (E3) execution, in place of said first application software module, a second application software module developed in accordance with a second insurance standard under development m oins binding than the first, said step of performing a maintenance test being implemented by said second software module.

The control method of claim 1, wherein said input conditions further include a condition for determining whether the engine is stopped and a condition for determining whether a maintenance mode request has been received.

A control method according to claim 1, comprising: an output condition test step (E4) including a condition for determining whether the aircraft is not on the ground, and - when at least one of said conditions output is checked, a step (E2) execution, instead of said second application software module, the first application software module.

The control method of claim 3, wherein said output conditions include a condition to determine whether a normal mode request has been received.

The control method of claim 3, wherein said output conditions include a condition to determine if the motor is not stopped.

6. Control method according to claim 3, comprising, when at least one of said output conditions is verified, a step (E5) of resetting said electronic unit before said execution step, in the place of said second application software module. , of the first software module.

The control method according to claim 1, wherein said first insurance standard under development is the "D0178B level A" standard and said second insurance standard under development is the "D0178B level D" or "D0178B level E" standard. ".

8. Control program comprising instructions for executing a control method according to one of claims 1 to 7 when said program is executed by a computer.

An electronic unit (10) for controlling a turbomachine, said electronic unit comprising a memory (12) containing a computer program according to claim 8.

10. Aircraft engine comprising a turbomachine and an electronic unit (10) according to claim 9.30