FR3026438A1

FR3026438A1 - Procede pour arreter un moteur de giravion en survitesse, systeme et giravion associes

Info

Publication number: FR3026438A1
Application number: FR1402172A
Authority: FR
Inventors: Bernard Certain
Original assignee: Airbus Helicopters SAS
Current assignee: Airbus Helicopters SAS
Priority date: 2014-09-26
Filing date: 2014-09-26
Publication date: 2016-04-01
Anticipated expiration: 2034-09-26
Also published as: FR3026438B1; US10150569B2; US20160090187A1

Abstract

La présente invention concerne un procédé pour arrêter un moteur (10) de giravion (1) en survitesse, ledit moteur (10) comprenant un générateur de gaz (11) et un ensemble de puissance (19). Lorsque ledit moteur (10) est en fonctionnement. on établit une loi donnant une dérivée limite qui varie en fonction de la vitesse de rotation de l'ensemble de puissance (19). On mesure la vitesse de rotation dite « vitesse courante » atteinte par l'ensemble de puissance et on détermine la dérivée par rapport au temps de ladite vitesse de rotation dite « dérivée courante. On arrête automatiquement ledit moteur (10) lorsque la dérivée limite correspondant à la vitesse courante selon ladite loi (100) est inférieure ou égale à la dérivée courante.

Description

«Procédé pour arrêter un moteur de giravion en survitesse, système et giravion associés» La présente invention concerne un procédé pour arrêter un moteur en survitesse, un tel système de sécurité en survitesse et 5 un aéronef muni de ce système de sécurité en survitesse. L'invention se rapporte au domaine technique général des systèmes assurant la sécurité de fonctionnement des moteurs d'un aéronef, et notamment la sécurité de fonctionnement d'un turbomoteur d'un giravion. 10 La présente invention concerne plus particulièrement une protection d'une installation motrice en cas de survitesse d'un moteur. Un giravion inclut au moins un moteur pour mettre en rotation au moins un rotor. Un tel rotor assure au moins partiellement la 15 sustentation de ce giravion, voire sa propulsion. Par exemple, un giravion bimoteur inclut un premier moteur et un deuxième moteur entraînant conjointement un rotor principal de sustentation et/ou de propulsion par une chaîne de transmission de puissance. Le premier moteur et le deuxième moteur sont généralement 20 contrôlés respectivement par une première unité de contrôle et une deuxième unité de contrôle. De telles unités de contrôle sont dénommées « Full Authority Digital Engine Control » en langue anglaise ou plus simplement « FADEC ». Chaque unité de contrôle peut comprendre un calculateur et 25 des unités périphériques de commande et de contrôle s'interfaçant entre le cockpit et le moteur associé de l'aéronef. Les moteurs peuvent être des turbomoteurs.

Un turbomoteur comporte classiquement un générateur de gaz. Le générateur de gaz comporte successivement au moins un compresseur, une chambre de combustion et au moins une turbine de détente, le compresseur étant lié mécaniquement à la turbine de détente par un arbre moteur. De plus, le turbomoteur comporte un ensemble de puissance situé en aval du générateur de gaz. Cet ensemble de puissance est parfois muni d'au moins une turbine de puissance mise rotation par les gaz sortant du générateur de gaz. Cette turbine de puissance met en rotation un arbre de travail engrenant la chaîne de transmission de puissance qui est reliée à un rotor. La turbine de puissance est qualifiée de « libre » lorsque cette turbine n'est pas reliée par un arbre au générateur de gaz. En cas de rupture de la chaîne de transmission de puissance ou de glissement d'une roue libre de cette chaîne de transmission notamment, la vitesse de rotation de la turbine de puissance d'un turbomoteur peut augmenter considérablement. A partir d'un seuil, l'homme du métier considère alors qu'un tel turbomoteur est en survitesse, une telle survitesse pouvant conduire à un emballement de la vitesse de rotation et à un éclatement du moteur. Par suite, les aéronefs sont généralement munis de systèmes de sécurité pour tenter de limiter l'impact d'une telle survitesse sur l'aéronef et ses occupants. Un système mécanique dénommé « blade shedding » en langue anglaise est parfois utilisé sur un turbomoteur à turbine libre. Ce système mécanique comprend un anneau de blindage agencé autour de la turbine libre. De plus, chaque aube de la turbine libre est fixée à un moyeu par un élément fusible.

Au-delà d'une vitesse de rotation seuil, les éléments fusibles rompent. Chaque aube est alors désolidarisée du moyeu. Toutefois, ces aubes restent contenues dans le moteur grâce au blindage.

L'éjection des aubes de la turbine libre induit de fait une diminution de la vitesse de rotation de cette turbine libre, et permet ainsi de stopper la survitesse de la turbine libre. Néanmoins, le moteur est de fait partiellement détruit suite à l'éjection des aubes. En outre, l'arrêt de la rotation d'une turbine libre n'induit pas nécessairement l'arrêt du générateur de gaz du moteur. Par suite, un système électronique de coupure peut être implémenté pour arrêter les turbomoteurs afin d'éviter l'apparition d'une survitesse.

Le constructeur d'un turbomoteur établit alors par exemple un seuil fixe de vitesse de rotation de la turbine libre de ce turbomoteur. Lorsque ce seuil est atteint, l'unité de contrôle arrête le moteur. Le document FR 2962165 suggère de comparer uniquement 20 le couple moteur transmis par une turbine libre à un seuil de couple. Néanmoins, l'utilisation d'un unique seuil de surveillance de vitesse ou de couple peut induire des coupures intempestives du moteur, par exemple lorsque le giravion effectue une manoeuvre 25 sévère. Dès lors, ce système de surveillance n'est parfois pas agencé sur un aéronef monomoteur. Sur un giravion multimoteur, la coupure d'un moteur peut être inhibée en cas de coupure par survitesse d'un autre moteur pour éviter la coupure intempestive des autres moteurs. Après la coupure d'un premier moteur, l'arrêt en vol d'un deuxième moteur n'est alors plus autorisé. Dans un tel cas de figure, le deuxième moteur ne peut cependant pas être arrêté en cas de survitesse. Une telle situation est improbable mais néanmoins possible. En conséquence, si le deuxième moteur se trouve par la suite en condition de survitesse, ce deuxième moteur ne pourra pas être arrêté automatiquement puisque sa protection est inhibée. Le deuxième moteur risque donc d'être dans une situation de survitesse. Selon une variante, un pilote peut alors réarmer manuellement un système de protection électronique contre la survitesse du deuxième moteur pour éviter une telle situation. Dans ce contexte, le turbomoteur d'un giravion monomoteur 15 est parfois équipé d'un système mécanique de protection de type blade shedding ». Par contre, un giravion monomoteur n'est généralement pas équipé d'un système électronique pour éviter une coupure intempestive du seul moteur de l'aéronef. 20 Les giravions multimoteur peuvent par contre comprendre un système mécanique de protection de type « blade shedding » par moteur, et un système électronique de coupure. Par ailleurs, l'arrière plan technologique comporte un dispositif de protection qui met à l'arrêt un moteur en survitesse 25 sous condition d'une comparaison entre une puissance mécanique requise par le giravion et un seuil de puissance prédéfini. La puissance mécanique requise par le giravion est calculée selon au moins la valeur courante ou anticipée du couple résistant d'un rotor principal du giravion.

Le document FR 2 967 213 décrit un procédé de commande pour piloter un système de sécurité de survitesse d'un aéronef comportant au moins deux moteurs. Ce procédé consiste à armer le système de sécurité de survitesse des moteurs, à surveiller le régime de rotation des moteurs, à détecter une survitesse sur l'un des moteurs, à couper le moteur en question en cas d'une telle détection et à inhiber le fonctionnement du système de sécurité de survitesse pour le ou les autres moteurs restant en fonctionnement. Les systèmes de sécurité de survitesse des moteurs restant en fonctionnement peuvent être réarmés en fonction d'un ou plusieurs paramètres de sécurité. Le document FR 2 980 174 décrit un procédé de commande pour commander un système de sécurité de survitesse d'un aéronef comportant au moins deux moteurs. Selon ce procédé, un premier moteur est coupé lorsqu'un paramètre de surveillance de ce premier moteur dépasse un premier seuil et un deuxième moteur distinct de ce premier moteur est coupé lorsque le paramètre de surveillance de ce deuxième moteur dépasse un deuxième seuil, le deuxième seuil étant supérieur audit premier seuil.

Notamment, le paramètre de surveillance est la vitesse de rotation de la turbine libre d'un turbomoteur. La présente invention vise alors un procédé alternatif pour d'une part éviter l'éclatement des moteurs d'un aéronef suite à une survitesse des moteurs, et d'autre part limiter les risques d'apparition d'une coupure intempestive. L'invention vise ainsi un procédé pour arrêter un moteur de giravion en survitesse, ce giravion comprenant au moins un moteur, le moteur comprenant un générateur de gaz et un ensemble de puissance, l'ensemble de puissance ayant au moins 30 une turbine de puissance mise en rotation par des gaz provenant du générateur de gaz, l'ensemble de puissance ayant au moins un arbre de puissance solidaire en rotation de la turbine de puissance, ledit ensemble de puissance effectuant une rotation autour d'un axe longitudinal à une vitesse dite « vitesse de rotation ».

Selon ce procédé : - préalablement à un vol, on détermine une loi fournissant une dérivée dite « dérivée limite »par rapport au temps de ladite vitesse de rotation sur au moins une plage de vitesses de rotation, la dérivée limite étant selon ladite loi fonction de la vitesse de rotation et variant en fonction de cette vitesse de rotation, - durant un vol: o on mesure la vitesse de rotation dite « vitesse courante » atteinte par l'ensemble de puissance, o on détermine la dérivée par rapport au temps de ladite vitesse de rotation dite « dérivée courante », o lorsque la vitesse courante est située dans une dite plages prévue dans ladite loi, on arrête automatiquement ledit moteur lorsque la dérivée limite correspondant à la vitesse courante selon ladite loi est inférieure ou égale à la dérivée courante. Contrairement à un état de la technique suggérant de comparer la vitesse de rotation de l'ensemble de puissance à une valeur fixe, l'invention propose d'établir une loi fournissant une dérivée limite de cette vitesse de rotation par rapport au temps en fonction de la vitesse de rotation soit : DL = f (N2) où « DL » représente ladite dérivée limite, « N2 » représente la vitesse de rotation, et « f() » représente ladite loi. La loi peut être établie par calcul ou à partir d'essais et de retour d'expériences par exemple.

Selon cette loi, la dérivée limite peut varier en fonction de la vitesse de rotation. Dès lors, cette loi est implémentée sur le giravion. En vol, on détermine une vitesse courante à chaque instant suite à une mesure, et selon une fréquence de calcul relativement 10 élevée de l'ordre de plusieurs dizaines de fois par seconde par exemple. En parallèle, on détermine la dérivée courante à chaque instant. Par exemple, on détermine la dérivée courante à un instant donné t en utilisant la valeur de la vitesse courante à cet instant 15 donné t, et la valeur de la vitesse de rotation mesurée au point de mesure t-1 précédant cet instant donné. Lorsque la vitesse courante est située dans une plage prévue par la loi implémentée, le moteur est alors arrêté si la dérivée courante est supérieure ou égale à la dérivée limite obtenue en 20 appliquant ladite loi en y injectant la vitesse courante. Cette condition peut tendre à limiter les risques de coupure intempestive du moteur, tout en fournissant un seuil de déclenchement relativement rapide à atteindre, par exemple suite à la rupture de la chaîne de transmission de puissance reliant le 25 moteur à un rotor. En effet, un constructeur peut selon l'état de la technique comparer la vitesse de rotation de l'ensemble de puissance à une constante. Toutefois, la vitesse de rotation peut augmenter de manière notable lors d'une manoeuvre sévère du giravion sans que le moteur atteigne une survitesse nécessitant son arrêt. Dès lors, un seuil trop faible peut induire un arrêt indu du moteur lors d'une manoeuvre sévère du giravion. A l'inverse, un seuil trop élevé peut induire un arrêt se produisant tardivement. La mise en place d'une dérivée limite à valeur non constante et fonction de la vitesse de rotation tend à optimiser la procédure d'arrêt automatique du moteur. Dès lors, ce procédé peut être implémenté aussi bien sur un 10 giravion multimoteur que sur un giravion monomoteur. Sur un giravion monomoteur, une protection de type « blade shedding » est intéressante pour éviter l'éclatement du moteur en survitesse. Toutefois, le carter du moteur peut être localement éventré suite à des déformations de l'anneau du système de 15 protection de type « blade shedding » ou suite à un crash. Le générateur de gaz restant en fonctionnement, des gaz chauds peuvent s'échapper du moteur par les orifices générés par cette éventration, et risquent d'enflammer de l'huile ou du carburant par exemple. 20 Le procédé revendiqué permet de couper le moteur lorsqu'une survitesse est détectée. Dès lors, le générateur de gaz est arrêté ce qui peut tendre à réduire les risques de feu postérieurs à un crash par exemple. Sur un giravion multimoteur, le procédé peut tendre à limiter 25 les risques de coupure indue d'un moteur. Dès lors, le giravion peut éventuellement être dépourvu d'un système d'inhibition croisée susceptible dans de rares cas de maintenir en fonctionnement un moteur en survitesse.

Ce procédé peut de plus comporter une ou plusieurs des caractéristiques qui suivent. Ainsi, le générateur de gaz étant alimenté par un doseur de carburant, ledit doseur pouvant être réglé entre une butée minimale induisant un débit minimal de carburant et une butée maximale induisant un débit maximal de carburant, on arrête automatiquement ledit moteur en réglant le doseur de carburant du moteur sur sa butée minimale. A cet effet, le doseur peut être réglé pour atteindre sa butée 10 de débit minimal, notamment quand pour une vitesse de rotation donnée la dérivée courante atteint ou dépasse la dérivée limite. Alternativement ou en complément, au moins un moteur comprenant un robinet sur une conduite de carburant, on coupe automatiquement ce moteur en fermant le robinet. 15 Par ailleurs, chaque moteur étant alimenté en carburant par au moins une pompe, on coupe chaque pompe suite à un arrêt automatique du moteur. Par exemple, toutes les pompes de gavage agencées dans un réservoir de carburant sont mises à l'arrêt pour éviter de répandre 20 du carburant en cas de rupture d'une tuyauterie de carburant. Par ailleurs, la dérivée limite peut décroitre, éventuellement linéairement, entre : - une valeur intermédiaire atteinte pour une vitesse de rotation dit « vitesse intermédiaire », et 25 - une valeur minimale atteinte pour une vitesse de rotation dit « vitesse maximale admissible » dudit ensemble de puissance, la vitesse maximale admissible étant supérieure à la vitesse intermédiaire, la valeur minimale étant inférieure à la valeur intermédiaire. Par suite, la dérivée limite peut être proche du domaine de fonctionnement autorisé par le constructeur pour réduire le temps 5 nécessaire afin de couper un moteur en survitesse. Par exemple, la valeur minimale est nulle. En outre, le moteur n'est éventuellement pas arrêté automatiquement pour une vitesse de rotation inférieure à un seuil inférieur quelle que soit la dérivée courante. Par exemple, le seuil 10 inférieur est égal à la vitesse intermédiaire décrite précédemment Par suite, le moteur n'est jamais arrêté automatiquement lorsque la vitesse de rotation est inférieure au seuil inférieur. En effet, le moteur se situe alors dans une plage de fonctionnement normal. 15 Par contre, au delà de ce seuil inférieur, la vitesse de rotation se situe dans une plage prévue par la loi implémentée. Le moteur est alors susceptible d'être arrêté, l'arrêt dépendant à chaque instant de la comparaison de la dérivée courante à la dérivée limite à cet instant. 20 Dans un diagramme de phase présentant la vitesse de rotation en abscisse et la dérivée par rapport au temps de ladite vitesse de rotation en ordonnée, cet aspect de la loi fournissant la dérivée limite est représentée localement par une demi-droite verticale s'éloignant de l'axe des abscisses en partant d'une valeur 25 minimale de la dérivée limite obtenue pour un vitesse de rotation égale au seuil inférieur, la demi-droite étant positionnée à une abscisse égale au seuil inférieur.

Par suite, une panne du système comparant la dérivée courante à la dérivée limite ne conduit pas à une coupure intempestive du moteur dans ces conditions. Par ailleurs, le moteur est par exemple arrêté 5 automatiquement pour une vitesse de rotation supérieure à un seuil supérieur quelle que soit la dérivée courante. Dans un diagramme de phase présentant la vitesse de rotation en abscisse et la dérivée par rapport au temps de ladite vitesse de rotation en ordonnée, cet aspect de la loi fournissant la 10 dérivée limite est représentée par une demi-droite verticale s'éloignant de l'axe des abscisses en partant d'une valeur maximale de la dérivée limite obtenue pour un vitesse de rotation égale au seuil supérieur, la demi-droite étant positionnée à une abscisse égale au seuil supérieur. 15 Au-delà la vitesse maximale admissible, le moteur est arrêté, quelle que soit la valeur de la dérivée courante. Par suite, une panne du système comparant la dérivée courante à la dérivée limite n'interdit pas la coupure du moteur en cas de vitesse de rotation excessive. 20 Par exemple, la loi est établie pour une vitesse de rotation comprise entre la vitesse intermédiaire et la vitesse maximale admissible, le moteur n'étant pas arrêté automatiquement pour une vitesse de rotation inférieure à la vitesse intermédiaire quelle que soit la dérivée courante, le moteur étant arrêté automatiquement 25 pour une vitesse de rotation supérieure à la vitesse maximale admissible quelle que soit la dérivée courante. Par ailleurs, dans un diagramme de phase présentant la vitesse de rotation en abscisse et la dérivée par rapport au temps de ladite vitesse de rotation en ordonnée, la loi fournissant la dérivée limite par rapport à la vitesse de rotation prend la forme d'une courbe qui n'est pas parallèle à l'axe des ordonnées, ladite courbe partageant le plan du diagramme en un secteur autorisé de fonctionnement ne requérant pas l'arrêt du moteur et un secteur non autorisé de fonctionnement requérant l'arrêt du moteur, ledit secteur non autorisé étant situé en aval de ladite courbe au regard du sens d'accroissement des abscisses, ledit moteur étant arrêté lorsqu'un point de fonctionnement correspondant à la dérivée courante et à la vitesse courante est localisé dans le secteur non autorisé. Outre un procédé, l'invention vise un système de sécurité en survitesse appliquant ce procédé. Ainsi, l'invention vise un système de sécurité en survitesse pour un moteur de giravion, ce moteur comprenant un générateur de gaz et un ensemble de puissance, l'ensemble de puissance ayant au moins une turbine de puissance mise en rotation par le générateur de gaz, l'ensemble de puissance ayant au moins un arbre de puissance solidaire en rotation de la turbine de puissance, le système de sécurité en survitesse comprenant un système de coupure pour arrêter le fonctionnement du turbomoteur, le système de sécurité en survitesse comprenant une unité de traitement reliée au système de coupure. Ce système de sécurité en survitesse comprend un capteur de vitesse pour mesurer une vitesse de rotation de l'ensemble de puissance, l'unité de traitement étant reliée au capteur de vitesse pour mettre en oeuvre le procédé selon l'invention en arrêtant automatiquement le moteur lorsque la valeur de la dérivée limite correspondant à la vitesse courante est inférieure ou égale à la dérivée courante.

Le capteur de vitesse comporte par exemple un capteur électromagnétique placé en face d'une roue phonique solidaire en rotation de l'organe rotatif dont on souhaite mesurer la vitesse de rotation.

Classiquement, une roue phonique est munie d'une zone périphérique comportant des dents réparties circonférentiellement. Le passage des dents de la roue phonique devant le capteur électromagnétique modifie le champ magnétique produit, et induit un courant alternatif dans une bobine du capteur électromagnétique dont la fréquence est proportionnelle à la vitesse de rotation. Par ailleurs, le système de coupure peut comporter un doseur de carburant acheminant du carburant vers le générateur de gaz. Ce système de coupure peut aussi comporter au moins une 15 pompe acheminant du carburant vers le générateur de gaz. Par ailleurs, l'unité de traitement peut comporter un circuit logique ou équivalent, ou encore un moyen de calcul de type processeur ou équivalent qui exécute des instructions mémorisées dans une mémoire. 20 En particulier, l'unité de traitement peut être un FADEC du moteur. Pour mémoire, un FADEC représente l'unité de contrôle d'un turbomoteur, cette unité de contrôle étant dénommée « Full Authority Digital Engine Control » en langue anglaise. L'unité de traitement est aussi favorablement agencée en 25 parallèle du FADEC pour permettre la coupure d'un moteur en survitesse même en cas de panne d'un FADEC. En outre, le système de sécurité en survitesse peut comporter un anneau de blindage entourant ladite turbine de puissance, ladite turbine de puissance comportant une pluralité d'aubes, chaque aube étant fixée à un organe fusible. Le système de sécurité en survitesse est alors muni d'un système électronique arrêtant automatiquement le moteur si 5 nécessaire, et un système mécanique de type « blade shedding ». Outre un système de sécurité en survitesse, l'invention vise un giravion comprenant un tel système. Dès lors, ce giravion comporte au moins un rotor, le giravion comprenant au moins un moteur, le moteur entraînant une chaîne 10 de transmission de puissance reliée au rotor, En outre, le giravion comporte au moins un système de sécurité en survitesse du type décrit précédemment, chaque système de sécurité en survitesse étant relié à un moteur. Par exemple, chaque moteur est associé à un système de 15 sécurité en survitesse. L'invention et ses avantages apparaîtront avec plus de détails dans le cadre de la description qui suit avec des exemples donnés à titre illustratif en référence aux figures annexées qui représentent : 20 - la figure 1 un giravion muni d'un unique moteur, - la figure 2, un giravion muni de deux moteurs, - la figure 3, un diagramme de phase explicitant l'invention. La figure 1 présente un aéronef 1, en particulier un giravion. Les organes de l'aéronef qui ne sont pas directement concernés 25 par l'invention ne sont pas représentés sur la figure pour ne pas alourdir inutilement cette figure En particulier, cet aéronef 1 est un giravion comportant un rotor 2 de sustentation et/ ou de propulsion. Ce rotor 2 est entraîné en rotation par une installation motrice comprenant au moins un moteur 10 et une chaîne de transmission de puissance 3. Une telle chaîne de transmission de puissance 3 comprend par exemple une roue libre 56 et une boîte de transmission de puissance 55. La boîte de transmission de puissance 55 est munie d'un mât entraînant un moyeu du rotor 2. Dès lors, au moins un moteur 10 est mécaniquement lié à 10 cette chaîne de transmission de puissance 3 Le moteur 10 du giravion est en particulier un turbomoteur. Dès lors, le moteur 10 comprend un générateur de gaz 11. Le générateur de gaz 11 est classiquement muni d'au moins un compresseur 12, d'une chambre de combustion 13 et d'au moins 15 une turbine de détente 14. La turbine de détente 14 est reliée rigidement au compresseur 12 par un arbre dit « arbre moteur 13' ». La figure 1 présente un unique compresseur 12 et une unique turbine de détente 14. Néanmoins, le nombre de compresseur(s), 20 et de turbine(s) de détente peut être optimisé selon les besoins, et ne restreint aucunement la portée de l'invention. De plus, le compresseur 12, la turbine de détente 14 et l'arbre moteur 13' sont aptes à effectuer conjointement un mouvement rotatif autour d'un axe longitudinal AX du moteur 10. 25 Plus précisément, le compresseur 12, la turbine de détente 14 et l'arbre moteur 13' sont solidaires en rotation autour de cet axe longitudinal. Le générateur de gaz effectue alors une rotation à une vitesse N1, cette vitesse Ni correspondant à la vitesse de l'ensemble tournant du générateur de gaz qui comporte le compresseur 12 ainsi que la turbine de détente 14 et l'arbre moteur 13'. Par ailleurs, le turbomoteur 10 comporte un ensemble de 5 puissance 19 situé en aval du générateur de gaz. L'ensemble de puissance est mis en mouvement par les gaz générés par le générateur de gaz. L'ensemble de puissance 19 comporte au moins une turbine de puissance 15 située en aval du générateur de gaz. Le terme 10 « aval » est à considérer en prenant en considération le sens d'écoulement des gaz au sein du moteur 10. Cette turbine de puissance peut être liée au générateur de gaz. Toutefois, la turbine de puissance est une turbine libre indépendante de ce générateur de gaz selon la figure 1. 15 Dès lors, la turbine de puissance 15 est solidaire d'un arbre de puissance 16 relié à la chaîne de transmission de puissance 3. Classiquement, la chaîne de transmission de puissance 3 est fixée à l'arbre de puissance par un organe non représenté autorisant des désalignements angulaires et axiaux. 20 La figure 1 présente un ensemble de puissance 19 incluant une unique turbine de puissance 15. Néanmoins, le nombre de turbine(s) de puissance peut être optimisé selon les besoins, et ne restreint aucunement la portée de l'invention. Les gaz sortant du générateur de gaz mettent alors en 25 rotation l'ensemble de puissance du turbomoteur autour de l'axe longitudinal AX à une vitesse de rotation N2.

Par ailleurs, le giravion comporte au moins un réservoir 4 de carburant 6 pour alimenter en carburant la chambre de combustion 13. Dès lors, une ligne d'alimentation en carburant munie d'au 5 moins une pompe 5 et d'un doseur 7 relie le réservoir 4 à la chambre de combustion 13. Le moteur peut en outre comporter un robinet 100 sur une conduite interne de carburant. Le giravion est en outre muni d'un système de sécurité en survitesse 20 pour éviter une survitesse du moteur 10. 10 Ce système de sécurité en survitesse 20 comporte une unité de traitement 21. L'unité de traitement peut comprendre un circuit logique ou équivalent. Selon la variante de la figure 1, l'unité de traitement 21 est 15 par exemple munie d'un dispositif de stockage 23 et d'un calculateur 22. Le calculateur peut par exemple comprendre un processeur ou équivalent exécutant des instructions mémorisées sur le dispositif de stockage en appliquant le procédé selon l'invention. Ce dispositif de stockage peut inclure une mémoire non 20 volatile mémorisant de telles instructions et une mémoire volatile mémorisant des valeurs de paramètres par exemple. L'unité de traitement 21 peut être une partie intégrante d'un système de contrôle d'un turbomoteur, tel qu'un système connu sous l'acronyme ECU signifiant « Engine Control Unit » en langue 25 anglaise ou sous l'acronyme FADEC. Dès lors, le calculateur de l'unité de traitement est le calculateur du système de contrôle, le dispositif de stockage étant le dispositif de stockage de ce système de contrôle.

L'unité de traitement 21 est reliée par des connections filaires et/ou non filaires à un capteur de vitesse 30. Le capteur de vitesse 30 est agencé sur l'ensemble de puissance pour mesurer la vitesse de rotation N2 de cet ensemble de puissance.

Dès lors, le capteur de vitesse 30 transmet à l'unité de traitement un signal porteur de la vitesse de rotation N2. Par ailleurs, l'unité de traitement 21 est reliée à un système de coupure 40 apte à arrêter le moteur 10. Ce système de coupure comporte notamment le doseur 7 alimentant en carburant le moteur 10 et/ ou le robinet 100. Dès lors, selon le procédé appliqué, un constructeur de giravion établit une loi de fonctionnement limite préalablement au vol du giravion. Ainsi, durant une phase de développement, le constructeur détermine une loi donnant une dérivée limite par rapport au temps de la vitesse de rotation N2 de l'ensemble de puissance. Cette loi borne le domaine autorisé du moteur 10. Pour au moins une plage de valeur possible de la vitesse de rotation N2 de l'ensemble de puissance, la loi permet de déterminer une valeur limite dite « dérivée limite ». On entend par « plage » un intervalle de valeur de la vitesse de rotation N2 s'étendant entre une borne inférieure et une borne supérieure. Cette loi est alors mémorisée dans l'unité de traitement 21.

La loi mémorisée peut prendre la forme d'une ou plusieurs équations mathématiques, voire d'une base de données par exemple.

En vol, l'unité de traitement 21 détermine si le moteur est en condition de survitesse, et arrête automatiquement ce moteur 10 le cas échéant. A cet effet, l'unité de traitement 21 effectue une série 5 d'opérations de calcul en continu, selon une fréquence de traitement prédéterminée. Au cours de chaque itération, l'unité de traitement 21 détermine la vitesse courante de l'ensemble de puissance 19 à partir du signal provenant du capteur de vitesse 30. 10 L'unité de traitement 21 en déduit en outre la dérivée par rapport au temps de cette vitesse courante, dite « dérivée courante ». En outre, lorsque la vitesse courante est située dans une plage de ladite loi, l'unité de traitement met en oeuvre la loi 15 mémorisée pour déterminer si la dérivée courante est supérieure ou égale à la dérivée limite obtenue à partir de la vitesse courante. Par exemple, l'unité de traitement injecte la valeur de la vitesse courante dans la loi mémorisée, et en déduit la dérivée limite en résultant. 20 Si la dérivée courante est supérieure à la dérivée limite, le moteur 10 est jugé comme étant en situation de survitesse. L'unité de traitement actionne alors le système de coupure pour arrêter le moteur 10. Le cas échéant, chaque pompe 5 est aussi coupée. 25 La figure 3 illustre une loi selon l'invention au travers d'un diagramme de phase 80.

Ce diagramme de phase 80 présente la vitesse de rotation N2 de l'ensemble de puissance 19 en abscisse. Cette vitesse de rotation est par exemple exprimée en pourcentage d'une vitesse de rotation nominale. En outre, le diagramme de phase 80 présente la dérivée par rapport au temps de cette vitesse de rotation en ordonnée. La loi fournissant la dérivée limite par rapport à la vitesse de rotation prend alors la forme d'une courbe 100 dans ce diagramme de phase 80.

La courbe 100 n'est pas parallèle à l'axe des ordonnées, contrairement à une droite 95 qui représenterait une vitesse de rotation constante. Cette courbe 100 partage le plan du diagramme de phase 80 en un secteur autorisé 81 de fonctionnement et un secteur non autorisé 82 de fonctionnement. Le secteur non autorisé 82 est de fait situé en aval de ladite courbe 100 au regard du sens d'accroissement des abscisses. Selon la figure 3, le secteur autorisé 81 est donc situé à gauche de la courbe 100, le secteur non autorisé étant situé à droite de cette courbe 100. Dans ces conditions, le moteur 10 est arrêté lorsqu'un point 20 de fonctionnement pt2 correspondant à la dérivée courante et à la vitesse courante est localisé dans le secteur non autorisé 82. A l'inverse, si le point de fonctionnement pt1 est localisé dans le secteur autorisé 81, le moteur n'est pas arrêté. Pour illustrer l'intérêt de l'invention, la figure 3 présente une 25 première ligne 91 qui schématise un virage serré du giravion. Une deuxième ligne 92 illustre un virage serré réalisé brutalement.

Si le constructeur met en place un seuil constant faible illustré par la première droite verticale 95, ce seuil constant va provoquer un arrêt indu du moteur lors de la manoeuvre brutale illustré par la deuxième ligne 92.

En outre, si le constructeur met en place un seuil constant élevé illustré par la deuxième droite verticale 96, l'arrêt du moteur risque d'être tardif si la survitesse intervient suite à une phase de vol induisant une vitesse de rotation N2 relativement modérée, par exemple durant un virage réalisé selon la première ligne 91.

La courbe 100 illustrant la loi selon l'invention vise à éviter un arrêt indu, tout en optimisant l'arrêt du moteur 10 en cas de survitesse. Selon la loi schématisée, la dérivée limite décroit linéairement le long d'un segment 102 entre : - une valeur intermédiaire 302 atteinte pour une vitesse de rotation dit « vitesse intermédiaire 201 », de l'ordre de 110% de la vitesse nominale par exemple, et - une valeur minimale 301 atteinte pour une vitesse de rotation dit « vitesse maximale admissible 202 », de l'ordre de 130% de la vitesse nominale par exemple. Cette valeur minimale 301 est par exemple nulle. En outre, la valeur intermédiaire 302 est de l'ordre de 40% de la vitesse nominale par exemple. On rappelle que, le rotor de sustentation est mu en rotation à une vitesse nominale, cette vitesse nominale induisant une vitesse de rotation nominale de l'ensemble de puissance connue de l'homme du métier.

A titre d'exemple, la loi prend alors la forme suivante où « DL » représente ladite dérivée limite et « N2 » représente la vitesse de rotation : DL = --325N2 + 325 pour N2 compris entre 110% et 130% de la 130 vitesse nominal. Toutefois, la loi peut prendre d'autres formes, éventuellement non linéaire. Par exemple, le segment 102 peut être incurvé. La courbe 100 présente en outre ainsi la forme d'une demi-10 droite 101 s'étendant parallèlement à l'axe des ordonnées à partir de la valeur intermédiaire, en s'éloignant de l'axe des abscisses. De même, la courbe 100 prend la forme d'une demi-droite 103 s'étendant parallèlement à l'axe des ordonnées à partir de la valeur intermédiaire, en s'éloignant de l'axe des abscisses. 15 En référence à la figure 1, outre un système électronique, le système de sécurité en survitesse peut comporter un système mécanique de type « blade shedding ». Dès lors, chaque aube 51 de la turbine de puissance 15 peut être fixée à un moyeu par un organe fusible 52. Cet organe fusible 20 est dimensionné pour rompre en cas de survitesse. Selon l'exemple représenté, chaque aube est fixée à l'arbre de puissance par un organe fusible. De plus, le système de sécurité en survitesse comporte un anneau 50 de blindage pour contenir les aubes à l'intérieur du 25 moteur 10.

L'invention s'applique à un giravion muni d'un unique moteur 10 conformément à la réalisation de la figure 1. Néanmoins, l'invention s'applique aussi un giravion comprenant plusieurs moteurs 10 conformément à la réalisation de la figure 2. Dès lors, au moins un moteur 10 est muni d'un système de sécurité en survitesse 20. De préférence, chaque moteur 10 comporte ce système de sécurité en survitesse 20. Naturellement, la présente invention est sujette à de nombreuses variations quant à sa mise en oeuvre. Bien que plusieurs modes de réalisation aient été décrits, on comprend bien qu'il n'est pas concevable d'identifier de manière exhaustive tous les modes possibles. Il est bien sûr envisageable de remplacer un moyen décrit par un moyen équivalent sans sortir du cadre de la présente invention. Par exemple, l'unité de traitement peut être indépendante du FADEC, en étant éventuellement agencée en parallèle de ce FADEC.

Claims

REVENDICATIONS1. Procédé pour arrêter un moteur (10) de giravion (1) en survitesse, ledit giravion (1) comprenant au moins un moteur (10), ledit moteur (10) comprenant un générateur de gaz (11) et un ensemble de puissance (19), ledit ensemble de puissance (19) ayant au moins une turbine de puissance (15) mise en rotation par des gaz provenant du générateur de gaz (11), ledit ensemble de puissance (19) ayant au moins un arbre de puissance (16) solidaire en rotation de la turbine de puissance (15), ledit ensemble de puissance (19) effectuant une rotation autour d'un axe longitudinal (AX) à une vitesse dite « vitesse de rotation (N2) », caractérisé en ce que - préalablement à un vol, on détermine une loi (100) fournissant une dérivée dite « dérivée limite » par rapport au temps de ladite vitesse de rotation sur au moins une plage de vitesses de rotation, la dérivée limite étant selon ladite loi fonction de la vitesse de rotation et variant en fonction de cette vitesse de rotation, - durant un vol: o on mesure la vitesse de rotation dite « vitesse courante » atteinte par l'ensemble de puissance, o on détermine la dérivée par rapport au temps de ladite vitesse de rotation dite « dérivée courante », o lorsque la vitesse courante est située dans une dite plage prévue par ladite loi, on arrête automatiquement ledit moteur (10) lorsque la dérivée limite correspondant à la vitesse courante selon ladite loi (100) est inférieure ou égale à la dérivée courante
2. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce que, ledit générateur de gaz (11) étant alimenté par un doseur (7) de carburant, ledit doseur pouvant être réglé entre une butée minimale induisant un débit minimal de carburant et une butée maximale induisant un débit maximal de carburant on arrête automatiquement ledit moteur (10) en réglant ledit doseur (7) de carburant du moteur (10) sur sa butée minimale.
3. Procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 2, caractérisé en ce qu'au moins un moteur (10) comprenant un 10 robinet (100) sur une conduite de carburant, on coupe automatiquement ledit moteur en fermant ledit robinet (100).
4. Procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 3, caractérisé en ce que chaque moteur (10) étant alimenté en carburant par au moins une pompe (5), on coupe ladite pompe (5) 15 suite à un arrêt automatique du moteur.
5. Procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 4, caractérisé en ce que ladite dérivée limite décroit entre : une valeur intermédiaire (302) atteinte pour une vitesse de rotation dit « vitesse intermédiaire (201) », et 20 - une valeur minimale (301) atteinte pour une vitesse de rotation dite « vitesse maximale admissible (202) » dudit ensemble de puissance (19), ladite vitesse maximale admissible (202) étant supérieure à la vitesse intermédiaire (201), la valeur minimale (301) étant inférieure à la valeur 25 intermédiaire (302).
6. Procédé selon la revendication 5,caractérisé en ce que ladite valeur minimale (301) est nulle.
7. Procédé selon l'une quelconque des revendications 5 à 6, caractérisé en ce que le moteur n'est pas arrêté automatiquement pour une vitesse de rotation inférieure à un seuil inférieur quelle que soit la dérivée courante.
8. Procédé selon l'une quelconque des revendications 5 à 7, caractérisé en ce que le moteur est arrêté automatiquement pour une vitesse de rotation supérieure à un seuil supérieur quelle que soit la dérivée courante.
9. Procédé selon la revendication 5, caractérisé en ce que ladite loi est établie pour une vitesse de rotation comprise entre la vitesse intermédiaire et la vitesse maximale admissible, le moteur n'étant pas arrêté automatiquement pour une vitesse de rotation inférieure à la vitesse intermédiaire quelle que soit la dérivée courante, le moteur étant arrêté automatiquement pour une vitesse de rotation supérieure à la vitesse maximale admissible quelle que soit la dérivée courante.
10. Procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 9, caractérisé en ce que dans un diagramme de phase (80) présentant la vitesse de rotation en abscisse et la dérivée par rapport au temps de ladite vitesse de rotation en ordonnée, la loi fournissant la dérivée limite par rapport à la vitesse de rotation prend la forme d'une courbe (100) qui n'est pas parallèle à l'axe des ordonnées, ladite courbe (100) partageant le plan du diagramme de phase (80) en un secteur autorisé (81) de fonctionnement ne requérant pas l'arrêt du moteur (10) et unsecteur non autorisé (82) de fonctionnement requérant l'arrêt du moteur (10), ledit secteur non autorisé (82) étant situé en aval de ladite courbe (100) au regard du sens d'accroissement des abscisses, ledit moteur (10) étant arrêté lorsqu'un point de fonctionnement (pt2) correspondant à la dérivée courante et à la vitesse courante est localisé dans le secteur non autorisé (82).
11. Procédé selon la revendication 5, caractérisé en ce que ladite dérivée limite décroit linéairement entre ladite valeur intermédiaire (302) et ladite valeur minimale (301).
12. Système de sécurité en survitesse (20) pour un moteur (10) de giravion (1), ledit moteur (10) comprenant un générateur de gaz (11) et un ensemble de puissance (19), ledit ensemble de puissance (19) ayant au moins une turbine de puissance (15) mise en rotation par ledit générateur de gaz (11), ledit ensemble de puissance (19) ayant au moins un arbre de puissance (16) solidaire en rotation de la turbine de puissance (15), ledit système de sécurité en survitesse (20) comprenant un système de coupure (40) pour arrêter le fonctionnement dudit turbomoteur (10), ledit système de sécurité en survitesse (20) comprenant une unité de traitement (21) reliée au système de coupure (40), caractérisé en ce que ledit système de sécurité en survitesse (20) comprend un capteur de vitesse (30) pour mesurer une vitesse de rotation (N2) dudit ensemble de puissance (19), ladite unité de traitement (21) étant reliée au capteur de vitesse (30) pour mettre en oeuvre le procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 11 en arrêtant automatiquement ledit moteur (10) lorsque la valeur de la dérivée limite correspondant à la vitesse courante est inférieure à la dérivée courante.
13. Système de sécurité en survitesse selon la revendication 12, caractérisé en ce que ledit système de coupure (40) comporte un doseur (7) de carburant acheminant du carburant vers le générateur de gaz (11).
14. Système de sécurité en survitesse selon l'une quelconque des revendications 12 à 13, caractérisé en ce que ledit système de coupure (40) comporte au moins une pompe (5) acheminant du carburant vers ledit 10 générateur de gaz (11).
15. Système de sécurité en survitesse selon l'une quelconque des revendications 12 à 14, caractérisé en ce que ledit système de sécurité en survitesse (20) comporte un anneau (50) de blindage entourant ladite turbine de 15 puissance (15), ladite turbine de puissance (15) comportant une pluralité d'aubes (51), chaque aube (51) étant fixée à un organe fusible (52).
16. Système de sécurité en survitesse selon l'une quelconque des revendications 12 à 15, 20 caractérisé en ce que ladite unité de traitement (21) est un FADEC dudit moteur (10).
17. Giravion (1) comportant au moins un rotor (2), ledit giravion (1) comprenant au moins un moteur (10), ledit moteur (10) entraînant une chaîne de transmission de puissance (3) reliée 25 audit rotor (2), caractérisé en ce que ledit giravion (1) comporte au moins un système de sécurité en survitesse (20) selon l'une quelconque desrevendications 12 à 16, chaque système de sécurité en survitesse (20) étant relié à un moteur (10).