FR3065443A1 - Methode pour la gestion de la dissymetrie au sein d’un systeme de propulsion distribuee - Google Patents

Methode pour la gestion de la dissymetrie au sein d’un systeme de propulsion distribuee Download PDF

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Abstract

Méthode pour la gestion des poussées dissymétriques causées par des pannes moteur au sein d'un aéronef muni d'un système de propulsion distribuée, ledit système de propulsion distribuée comportant 2N groupes motopropulseurs (PTi), avec N entier strictement positif et i entier compris entre 1 et 2N inclus, répartis symétriquement par rapport à un plan de symétrie dudit aéronef, suivant laquelle la puissance d'au moins un groupe motopropulseur appartenant à un premier côté dudit plan de symétrie est diminuée lorsqu'une panne survient dans un groupe motopropulseur appartenant au côté opposé, de sorte que la somme des moments des poussées générées par lesdits groupes motopropulseurs par rapport au centre de gravité dudit aéronef est nulle, à des tolérances réglementaires près.

Description

® RÉPUBLIQUE FRANÇAISE
INSTITUT NATIONAL DE LA PROPRIÉTÉ INDUSTRIELLE © N° de publication :
(à n’utiliser que pour les commandes de reproduction) (© N° d’enregistrement national
065 443
53376
COURBEVOIE ©IntCI8: B 64 D 31/10 (2017.01)
DEMANDE DE BREVET D'INVENTION
A1
©) Date de dépôt : 19.04.17. (© Demandeur(s) : AIRBUS GROUP SAS Société par
(30) Priorité : actions simplifiée — FR.
@ Inventeur(s) : JOUBERT EMMANUEL, JUVE
LAURENT, VEILLEROT CLEMENT et BALDIVIA THI-
(43^ Date de mise à la disposition du public de la BAULT.
demande : 26.10.18 Bulletin 18/43.
(© Liste des documents cités dans le rapport de
recherche préliminaire : Se reporter à la fin du
présent fascicule
(© Références à d’autres documents nationaux @ Titulaire(s) : AIRBUS GROUP SAS Société par
apparentés : actions simplifiée.
©) Demande(s) d’extension : (© Mandataire(s) : IPSIDE.
104/ METHODE POUR LA GESTION DE LA DISSYMETRIE AU SEIN D'UN SYSTEME DE PROPULSION DISTRIBUEE.
FR 3 065 443 - A1
Méthode pour la gestion des poussées dissymétriques causées par des pannes moteur au sein d'un aéronef muni d'un système de propulsion distribuée, ledit système de propulsion distribuée comportant 2N groupes motopropulseurs (PT,), avec N entier strictement positif et i entier compris entre 1 et2N inclus, répartis symétriquement par rapport à un plan de symétrie dudit aéronef, suivant laquelle la puissance d'au moins un groupe motopropulseur appartenant à un premier côté dudit plan de symétrie est diminuée lorsqu'une panne survient dans un groupe motopropulseur appartenant au côté opposé, de sorte que la somme des moments des poussées générées par lesdits groupes motopropulseurs par rapport au centre de gravité dudit aéronef est nulle, à des tolérances réglementaires près.
Figure FR3065443A1_D0001
Figure FR3065443A1_D0002
Méthode pour la gestion de la dissymétrie au sein d’un système de propulsion distribuée
DOMAINE DE L’INVENTION
La présente invention appartient aux domaines de la mécanique du vol et du pilotage d’aéronefs, elle concerne plus particulièrement une méthode pour la gestion de la dissymétrie au sein d’un système de propulsion distribuée.
ÉTAT DE LA TECHNIQUE
Les avions de ligne conventionnels ainsi que les avions multi-moteurs utilisent au moins deux chaînes de propulsion (6 pour les plus grands avions voire même 8 dans le B52 ou 10 dans le B36), chacune disposant de sa propre manette des gaz. Pour piloter de tels avions, le pilote se doit d’être entraîné et qualifié pour la gestion multi-moteur (multi-engine management en terminologie anglosaxonne).
La formation et la qualification multi-moteur sont coûteuses, et peuvent s’avérer pénalisantes pour des élèves pilotes en apprentissage sur des avions multi-moteur.
Aujourd’hui, on compte quelques avions et hélicoptères utilisant une propulsion distribuée.
L’Agence japonaise d’exploration aérospatiale JAXA a développé par exemple un avion dont la propulsion distribuée est assurée par plusieurs moteurs électriques couplés en série à un unique arbre de transmission en vue d’actionner un unique fan.
Cependant en raison de la présence d’un unique organe de poussée, une éventuelle panne moteur n’engendrerait aucune dissymétrie dans le vol de l’aéronef d’un point de vue aérodynamique.
Le Volocopter, hélicoptère électrique développé par la société allemande evolo, est caractérisé par une architecture de propulsion dans laquelle plusieurs moteurs sont montés en parallèle, chacun étant couplé à une hélice (voilure tournante).
Une panne moteur dans le Volocopter induirait nécessairement une dissymétrie dans la répartition de la portance de l’aéronef, et nécessiterait donc la mise en œuvre d’une procédure de gestion des moteurs spécifique par le pilote afin de maintenir le contrôle de l’aéronef.
Une panne moteur peut entraîner un arrêt total du moteur ou une baisse de son régime pouvant compromettre la sécurité de l’avion et par là-même celle des passagers et du corps navigant, et plus spécialement durant les phases critiques de décollage et d’atterrissage.
Un moyen pour limiter l’impact de la perte totale de puissance de propulsion est de dupliquer les groupes motopropulseurs dans un aéronef, un groupe motopropulseur étant généralement constitué d’un moteur, d’un contrôleur dudit moteur et d’un organe de génération de la force de propulsion de type fan ou hélice.
Une propulsion distribuée dans un aéronef biplace par exemple est avantageuse avec des moteurs électriques ayant une densité de puissance élevée, des dimensions qui leurs confèrent un encombrement moindre, et des contrôleurs adaptés.
Dans les aéronefs à propulsion distribuée, une perte ou une panne d’un groupe motopropulseur ne signifie guère une perte de la propulsion globale de l’aéronef.
De plus, une distribution de plusieurs organes propulsifs, tels que des hélices, sur une aile permet d’augmenter la portance locale grâce au souffle aérodynamique généré par lesdites hélices, diminuant ainsi la vitesse de décrochage de l’aéronef.
Cependant, ces architectures de propulsion distribuée nécessitent un pilotage et une gestion complexes avec une manette par moteur afin de maîtriser les dissymétries de poussées. Les pilotes sont donc contraints d’opérer des actions délicates pour gérer les poussées dissymétriques en cas de panne moteur.
De nos jours, les développements en matière de propulsion distribuée constituent un enjeu clé pour l’avenir de l’aviation électrique. Les systèmes avioniques de gestion des groupes motopropulseurs ne cessent d’être perfectionnés et optimisés en vue d’automatiser et de simplifier les procédures du pilotage multi-moteurs.
PRÉSENTATION DE L’INVENTION
La présente invention répond au besoin de faciliter la procédure de pilotage dans un avion multi-moteurs en cas de perte totale ou partielle de la puissance dans un ou plusieurs moteurs et concerne une méthode pour la gestion des poussées dissymétriques causées par des pannes moteur au sein d’un aéronef muni d’un système de propulsion distribuée, ledit système de propulsion distribuée comportant 2N groupes motopropulseurs, avec N entier strictement positif et i entier compris entre 1 et 2N inclus, répartis symétriquement par rapport à un plan de symétrie dudit aéronef. Cette méthode est remarquable en ce que la puissance d’au moins un groupe motopropulseur appartenant à un premier côté dudit plan de symétrie est diminuée lorsqu’une panne survient dans un groupe motopropulseur appartenant au côté opposé, de sorte que la somme des moments des poussées générées par lesdits groupes motopropulseurs par rapport au centre de gravité dudit aéronef est nulle, à des tolérances réglementaires près.
Selon un mode de réalisation, lorsqu’une défaillance atteint un groupe motopropulseur d’un premier côté et annule la poussée délivrée par ledit groupe motopropulseur, le groupe motopropulseur du côté opposé symétrique du groupe défaillant est arrêté.
Selon un autre mode de réalisation, lorsqu’une défaillance atteint un groupe motopropulseur d’un premier côté et réduit la poussée globale au niveau dudit premier côté, les puissances des groupes motopropulseurs du côté opposé sont ajustées de sorte à avoir une poussée globale au niveau dudit côté opposé de moment par rapport au centre de gravité de l’aéronef égal et opposé au moment de la poussée globale au niveau du premier côté par rapport au centre de gravité dudit aéronef.
Avantageusement, l’aéronef au sein duquel est mise en oeuvre la méthode comporte un composant d’analyse et de traitement des données. De plus, chaque groupe motopropulseur comporte un ensemble moteur-contrôleur, constitué d’un moteur et de son contrôleur, couplé à un organe propulsif, chaque contrôleur étant relié au composant d’analyse et de traitement des données.
L’organe propulsif est formé d’un arbre et d’une hélice par exemple.
Selon un mode de réalisation, un signal de panne est envoyé au composant d’analyse et de traitement des données par le contrôleur du groupe motopropulseur lorsqu’une défaillance atteint ledit groupe motopropulseur.
Par conséquent, le composant d’analyse et de traitement des données envoie un signal de mise à l’arrêt au contrôleur du groupe motopropulseur symétrique du groupe motopropulseur défaillant.
Alternativement, le composant d’analyse et de traitement des données envoie au contrôleur de chaque groupe motopropulseur du côté opposé au côté comportant le moteur défaillant une consigne spécifique de réglage du régime et ou du couple moteurs.
Avantageusement, chaque contrôleur d’un premier côté est affecté numériquement à tous les contrôleurs du côté opposé par deux matrices de transfert chacun, et au composant d’analyse et de traitement des données par deux matrices également.
Dans chacun des 2N contrôleurs sont implémentées 2(N+1) matrices de transfert qui permettent le calcul du régime et du couple nécessaires à chaque groupe motopropulseur pour ajuster la poussée globale au niveau d’un premier côté comportant ledit groupe motopropulseur en fonction des régimes et des couples des groupes motopropulseurs appartenant au côté opposé.
L’invention concerne également un aéronef à propulsion distribuée dans lequel est mise en oeuvre une méthode telle que décrite. La propulsion distribuée peut être électrique ou hybride par exemple.
Les concepts fondamentaux de l’invention venant d’être exposés ci-dessus dans leur forme la plus élémentaire, d’autres détails et caractéristiques ressortiront plus clairement à la lecture de la description qui suit et en regard des dessins annexés, donnant à titre d’exemple non limitatif un mode de réalisation d’une méthode conforme aux principes de l’invention.
BRÈVE DESCRIPTION DES FIGURES
Les différents dessins ainsi que les éléments d’un même dessin, ne sont pas nécessairement représentés à la même échelle. Sur l’ensemble des dessins, les éléments identiques portent le même repère.
Il est ainsi illustré en :
Fig. 1 un schéma d’un système de propulsion distribuée dans lequel des groupes motopropulseurs sont connectés à un composant d’analyse et de traitement des données ;
Fig. 2 le schéma de la figure 1 dans lequel une consigne d’arrêt est envoyée à un groupe motopropulseur complémentaire d’un groupe défaillant ;
Fig. 3 un schéma d’un système de propulsion distribuée débitant des poussées globales symétriques au niveau des ailes ;
Fig. 4 le schéma de la figure 3 dans lequel la poussée globale au niveau de l’aile droite est diminuée à cause d’une panne moteur ;
Fig. 5 le schéma de la figure 4 dans lequel la poussée globale au niveau de l’aile gauche est ajustée pour gérer la dissymétrie ;
Fig. 6 schéma générique des matrices de transfert implémentées dans deux groupes motopropulseurs i et j.
DESCRIPTION DÉTAILLÉE DE MODES DE RÉALISATION
La méthode objet de la présente invention s’applique au pilotage d’avions, et d’autres types d’aéronefs (hélicoptères, drones, etc.), pourvus d’un système de propulsion distribuée. Elle peut également être appliquée à des véhicules autonomes non volants.
On entend par système de propulsion distribuée tout ensemble de groupes motopropulseurs de cardinal pair répartis symétriquement dans un aéronef par rapport à un plan de symétrie dudit aéronef.
La méthode met principalement en oeuvre :
- une régulation des régimes (en tr/min) et des couples (en N.m) moteurs ;
- une surveillance et un contrôle des moteurs ;
- une gestion des vitesses de rotation ou des couples des organes propulsifs avec des lois de contrôle adaptées pour prévenir l’apparition de poussées dissymétriques ;
- une transmission de données via un réseau de fiabilité et d’efficacité améliorées.
Dans la suite de la description, N est un entier strictement positif qui correspond au nombre de moteurs de chaque côté d’un plan de symétrie d’un aéronef à propulsion distribuée, i et j sont des entiers compris entre 1 et 2N inclus qui représentent les numéros des moteurs dans le système de propulsion distribuée.
La figure 1 représente, selon un mode de réalisation, un schéma d’un système de propulsion électrique distribuée au sein d’un avion électrique, ledit système de propulsion distribuée comportant 2N groupes motopropulseurs PT, uniformément répartis entre l’aile gauche 10 et l’aile droite 20 de l’avion. Chaque groupe motopropulseur PT, est composé d’un ensemble moteur-contrôleur MC, et d’un organe propulsif P, couplé audit ensemble moteur-contrôleur.
Chaque groupe motopropulseur est connecté par le bais de son ensemble moteur-contrôleur à un composant d’analyse et de traitement des données DAC qui permet la supervision de l’ensemble des données des moteurs.
Selon le mode de réalisation illustré et dans lequel la propulsion est exclusivement électrique, chaque ensemble moteur-contrôleur est constitué d’un moteur électrique et de son contrôleur, ledit contrôleur comportant principalement un microcontrôleur dans lequel sont principalement implémentées des boucles de régulation et des lois de contrôle.
Suivant la méthode de l’invention, chaque contrôleur communique avec tous les autres contrôleurs, directement ou via des composants externes, de manière à déterminer les lois de régulation à appliquer à chaque moteur afin de limiter l’établissement d’une poussée dissymétrique en cas de panne moteur dans le système de propulsion distribuée conduisant à des couples de lacet et ou de roulis supérieurs à des seuils établis par la réglementation.
Dans l’exemple de réalisation illustré, le système de propulsion distribuée est constitué de 2N groupes motopropulseurs, N sur chaque aile, montés en parallèle. Lorsqu’un groupe motopropulseur défaille, chacun des contrôleurs des autres groupes motopropulseurs opérationnels adapte sa commande de régulation afin de maintenir la contrôlabilité de l’avion tout en limitant l’impact de la panne sur les performances de l’avion.
Suivant la méthode, pour obvier à une dissymétrie de poussée persistante en cas de défaillance moteur, deux voies distinctes sont mises en oeuvre.
Première voie : par arrêt d’au moins un moteur
La première voie consiste à arrêter, au moins en termes de poussée délivrée, le(s) moteur(s) complémentaire(s) au(x) moteur(s) défaillant(s).
Cette manière de faire permet de contrer la perte de poussée induite au niveau d’une aile par une panne d’un moteur du système de propulsion distribuée par une mise à l’arrêt du moteur complémentaire sur l’aile opposée de sorte à maintenir les poussées globales, au niveau de chaque aile, symétriques.
Le moteur complémentaire d’un moteur donné est le moteur qui lui est symétrique par rapport à un plan de symétrie de l’avion, à condition que les deux moteurs soient équivalents au moins du point de vue de la poussée délivrée.
Ainsi, une condition nécessaire pour la faisabilité de la solution, tant bien suivant la première voie que suivant la deuxième voie décrite plus loin, est le fait d’avoir un agencement symétrique des groupes motopropulseurs par rapport à un plan de symétrie de l’avion et que chaque couple de moteurs symétriques soit formé par des moteurs de même poussée, auquel cas le couple de moteurs est dit symétrique.
De préférence, un couple de moteurs symétrique contient des moteurs strictement identiques.
Dans le mode de réalisation illustré, le système de propulsion distribuée est constitué de 2N groupes motopropulseurs numérotés 1 à 2N, l’aile gauche comportant les groupes 1 à N et l’aile droite comportant les groupes N+1 à 2N.
L’entier naturel N est supérieur ou égal à 1, de préférence supérieur ou égal à 2.
De façon générique, l’indice j d’un groupe motopropulseur complémentaire à un groupe motopropulseur d’indice i est donné par la formule bijective :
j = 2N-i + 1
Sur la figure 2 par exemple, le groupe motopropulseur ΡΤΊ est le complémentaire du groupe motopropulseur PT2n3065443
Nous allons maintenant décrire la méthode objet de l’invention suivant la première voie de mise en oeuvre au travers d’un exemple de défaillance moteur.
Une défaillance atteint le groupe motopropulseur PT, qui ne délivre plus de régime, et donc de poussée, le contrôleur de son ensemble moteur-contrôleur MC, envoie un signal de panne FS au composant d’analyse et de traitement des données DAC, ledit composant d’analyse et de traitement des données ordonne alors l’arrêt du groupe motopropulseur PT2N.i+1, complémentaire du groupe défaillant, en lui envoyant un signal de mise à l’arrêt « Off >>.
Dans un mode de mise en oeuvre correspondant au cas d’une panne moteur qui ne conduirait pas à un arrêt total du moteur en question, l’arrêt dudit moteur est forcé lors de l’exécution de la commande de mise à l’arrêt du moteur complémentaire de manière à obtenir un régime et une poussée nuis pour chacun des deux moteurs complémentaires.
Dans un autre mode de mise en oeuvre correspondant au cas d’une panne moteur entraînant une baisse de régime vers un régime stabilisé, il est envoyé au moteur complémentaire une consigne d’établissement d’un régime similaire à celui du moteur défaillant de sorte à maintenir équilibrées les poussées au niveau des moteurs en question.
La figure 2 illustre le cas où une panne survenant au niveau du groupe motopropulseur PT2n conduit à l’arrêt du groupe motopropulseur ΡΤΊ qui lui est complémentaire, selon la première voie de mise en oeuvre de l’invention.
Le système de propulsion distribuée continue donc de délivrer une poussée égale au niveau de chaque aile, évitant ainsi l’apparition d’une dissymétrie qui pourrait conduire à une perte de contrôle de l’avion par un pilote non entraîné à la gestion multi-moteur.
Une variante de réalisation pour mettre en oeuvre la méthode selon la première voie consiste à connecter, directement sans passer par le composant d’analyse et de traitement des données, chaque groupe motopropulseur à son complémentaire de sorte qu’une panne survenant dans l’un conduise nécessairement à l’arrêt de l’autre, chaque moteur formant une sorte de disjoncteur de son complémentaire.
Cette dernière architecture est plus robuste et permet une redondance dans la commande d’arrêt des moteurs en cas de panne, via les connections intermoteurs et arrêt sur commande pilote.
Deuxième voie : par régulation de puissance dans au moins un moteur
La deuxième voie consiste à ajuster la poussée globale au niveau de l’aile opposée à l’aile comportant le moteur défaillant de sorte à annuler les moments de lacet et de roulis induits par la dissymétrie. La modification permet en effet d’avoir des poussées globales par aile dont les moments par rapport au centre de gravité de l’avion sont opposés, et est obtenue par un ajustement de la puissance de l’ensemble des moteurs de l’aile non avariée.
La figure 3 schématise l’ensemble de propulsion distribuée dans un mode de fonctionnement nominal, les groupes motopropulseurs de l’aile gauche 10 générant une poussée globale Tl égale à une poussée globale Tr générée par les groupes motopropulseurs de l’aile droite 20. La symétrie de l’ensemble de propulsion distribuée par rapport à un plan de symétrie A de l’avion passant par le centre de gravité dudit avion G induit une symétrie des deux poussées par rapport à ce plan de symétrie de sorte que le moment de lacet de l’avion est nul, à des tolérances réglementaires près.
La figure 4 illustre l’état des poussées après une panne survenue dans le groupe motopropulseur PT2n par exemple, la nouvelle poussée résultante Tr’ au niveau de l’aile droite 20 est plus faible en intensité et s’exerce à une plus petite distance du plan de symétrie A que la poussée TR délivrée par les groupes motopropulseurs de l’aile en question avant la panne.
Cette rupture de symétrie entre les poussées globales gauche et droite de l’avion implique un moment de lacet non nul.
Afin de gérer cette dissymétrie, le groupe motopropulseur défaillant informe le composant d’analyse et de traitement des données DAC de l’occurrence de la panne en lui envoyant le signal de panne FS, le composant d’analyse et de traitement des données envoie ensuite à chaque groupe motopropulseur de l’aile opposée à celle du groupe défaillant une consigne spécifique S, de réglage du régime et du couple moteurs afin d’ajuster la poussée globale au niveau de l’aile en question à la poussée au niveau de l’aile comportant le groupe motopropulseur défaillant.
Les consignes spécifiques S, de réglage de régime et de couple moteurs sont envoyées aux contrôleurs des ensembles moteur-contrôleur MC, comme illustré sur la figure 5.
Dans l’exemple illustré sur les figures 3 à 5, la méthode appliquée selon la deuxième voie permet alors aux groupes motopropulseurs de l’aile gauche 10 de compenser la poussée globale TR’ diminuée de l’aile droite 20 par une nouvelle poussée globale TL’ qui lui est identique. Les deux poussées sont symétriques par rapport au plan de symétrie A de l’avion, empêchant ainsi l’apparition d’une dissymétrie de poussée et par là même de tout moment de lacet qui en résulterait. Grâce à un temps de réponse très limité, le régime permanent de la régulation est rapidement atteint sans la moindre perte de contrôle du pilote.
Une dissymétrie peut également être causée par une augmentation non contrôlée de la poussée délivrée par un moteur donnée, et qui ne peut être compensée par un calage du régime du moteur symétrique à cause du dépassement des limites de fonctionnement. Dans ce cas, le moteur défaillant à l’origine de la poussée augmentée est arrêté, et la méthode selon l’invention est mise en oeuvre suivant l’une des deux voies.
Le calcul des consignes spécifiques de réglage des moteurs peut être fait avec des algorithmes de commande adaptative ou des algorithmes itératifs par exemple, le calcul des régimes et des couples des différents moteurs doit être optimisé avec des contraintes comme par exemple le fait d’avoir des régimes moteurs proches en limitant l’écart entre lesdits régimes moteurs, la configuration la plus stable, ou la solution qui consomme le moins d’énergie.
La méthode repose donc sur les algorithmes de calcul implémentés dans le composant d’analyse et de traitement des données DAC et ou dans les contrôleurs des moteurs. La solution choisie consiste à implémenter 2(N+1) matrices de transfert dans chaque contrôleur, chaque matrice de transfert permet le calcul du régime et du couple moteurs nécessaires à un moteur pour la régulation de la poussée en fonction de l’état du moteur qui lui est relié par ladite matrice de transfert. En effet, chaque contrôleur doit être relié à tous les contrôleurs de l’aile opposée et au composant d’analyse et de traitement des données par deux matrices chacun, une matrice de transfert et son inverse. Etant donné qu’il y a N contrôleurs par aile et 1 composant d’analyse et de traitement des données, cela fait 2(N+1) matrices de transfert par contrôleur.
Il est nécessaire de noter que les deux matrices de transfert implémentées dans un contrôleur i et qui correspondent à sa relation avec un contrôleur j sont les mêmes que celles implémentées dans le contrôleur j et qui correspondent à sa relation avec le contrôleur i. Cette redondance est très utile car permet à chaque contrôleur en marche de disposer de toutes les matrices dont il a besoin malgré des pannes totales dans les autres contrôleurs auxquels il est relié.
A titre d’exemple, il est illustré en figure 6 les deux matrices de transfert entre un contrôleur i et un contrôleur j implémentées dans chacun desdits contrôleurs. La matrice, permettant le calcul de la consigne du contrôleur i en fonction de l’état du contrôleur j, est notée M- et est égale à l’inverse de la matrice permettant un calcul dans le sens inverse, c'est-à-dire du contrôleur i vers le contrôleur j :
Μ/ = (Μ/)-1
L’invention telle que décrite est principalement destinée à l’aviation électrique et permet une amélioration notable de la sécurité et des performances des avions électriques destinés à des pilotes débutants ou peu expérimentés. L’invention peut également être appliquée à tout autre aéronef à propulsion distribuée et intégrant un contrôle automatisé de ses moteurs.

Claims (12)

  1. REVENDICATIONS
    1. Méthode pour la gestion des poussées dissymétriques causées par des pannes moteur au sein d’un aéronef muni d’un système de propulsion distribuée, ledit système de propulsion distribuée comportant 2N groupes motopropulseurs (PT,), avec N entier strictement positif et i entier compris entre 1 et 2N inclus, répartis symétriquement par rapport à un plan de symétrie dudit aéronef, caractérisée en ce que la puissance d’au moins un groupe motopropulseur appartenant à un premier côté dudit plan de symétrie est diminuée lorsqu’une panne survient dans un groupe motopropulseur appartenant au côté opposé, de sorte que la somme des moments des poussées générées par lesdits groupes motopropulseurs par rapport au centre de gravité dudit aéronef est nulle, à des tolérances réglementaires près.
  2. 2. Méthode selon la revendication 1, caractérisée en ce que lorsqu’une défaillance atteint un groupe motopropulseur d’un premier côté et annule la poussée délivrée par ledit groupe motopropulseur, le groupe motopropulseur du côté opposé symétrique du groupe défaillant est arrêté.
  3. 3. Méthode selon la revendication 1 ou 2, caractérisée en ce que lorsqu’une défaillance atteint un groupe motopropulseur d’un premier côté et réduit la poussée globale au niveau dudit premier côté, les puissances des groupes motopropulseurs du côté opposé sont ajustées de sorte à avoir une poussée globale au niveau dudit côté opposé de moment par rapport au centre de gravité de l’aéronef égal et opposé au moment de la poussée globale au niveau du premier côté par rapport au centre de gravité dudit aéronef.
  4. 4. Méthode selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans laquelle l’aéronef comporte un composant d’analyse et de traitement des données (DAC), et dans laquelle chaque groupe motopropulseur (PT,) comporte un ensemble moteur-contrôleur (MC,), constitué d’un moteur et d’un contrôleur dudit moteur, couplé à un organe propulsif (Pi), chaque contrôleur étant relié au composant d’analyse et de traitement des données (DAC).
  5. 5. Méthode selon la revendication 4, caractérisée en ce qu’un signal de panne (FS) est envoyé au composant d’analyse et de traitement des données (DAC) par le contrôleur du groupe motopropulseur lorsqu’une défaillance atteint ledit groupe motopropulseur.
  6. 6. Méthode selon la revendication 5 prise en combinaison avec la revendication 2, caractérisée en ce que le composant d’analyse et de traitement des données (DAC) envoie un signal de mise à l’arrêt (OFF) au contrôleur du groupe motopropulseur symétrique du groupe motopropulseur défaillant.
  7. 7. Méthode selon la revendication 5 prise en combinaison avec la revendication 3, caractérisée en ce que le composant d’analyse et de traitement des données (DAC) envoie au contrôleur de chaque groupe motopropulseur (PT,) du côté opposé une consigne spécifique (S,) de réglage du régime et ou du couple moteurs.
  8. 8. Méthode selon la revendication 7, caractérisée en ce que chaque contrôleur d’un premier côté est affecté numériquement à tous les contrôleurs du côté opposé par deux matrices de transfert chacun, et au composant d’analyse et de traitement des données (DAC) par deux matrices également.
  9. 9. Méthode selon la revendication 8, caractérisée en ce que dans chacun des 2N contrôleurs sont implémentées 2(N+1) matrices de transfert qui permettent le calcul du régime et du couple nécessaires à chaque groupe motopropulseur pour ajuster la poussée globale au niveau d’un premier côté comportant ledit groupe motopropulseur en fonction des régimes et des couples des groupes motopropulseurs appartenant au côté opposé.
  10. 10. Aéronef à propulsion distribuée dans lequel est mise en oeuvre une
    5 méthode selon l’une quelconque des revendications précédentes.
  11. 11. Aéronef selon la revendication 10, dans lequel la propulsion distribuée est électrique.
    10
  12. 12. Aéronef selon la revendication 10, dans lequel la propulsion distribuée est hybride.
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