FR3078057A1 - Architecture de systeme propulsif d'un helicoptere bimoteurs - Google Patents

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Abstract

L'invention concerne une architecture de système propulsif d'un hélicoptère bimoteurs, comprenant : - une boite de transmission principale (40), - un système de propulsion principal (20) comportant un générateur de gaz (22) muni d'une chambre de combustion (24) et alimentant une turbine libre principale (26) définissant des puissances maximale continue et maximale au décollage, et - un système de propulsion auxiliaire (50) comportant un générateur de gaz (52) muni d'une chambre de combustion (54) et alimentant une turbine liée auxiliaire (56) définissant des puissances maximale auxiliaire et maximale auxiliaire continue, caractérisée en ce que la turbine libre principale (26) et la turbine liée auxiliaire (56) sont reliées à la boite de transmission principale (40).

Description

ARCHITECTURE DE SYSTÈME PROPULSIF D’UN HÉLICOPTÈRE BIMOTEURS
Domaine technique
La présente invention concerne une architecture de système propulsif d’un hélicoptère bimoteurs, et plus précisément d’une architecture de système propulsif mixte d’un hélicoptère bimoteurs à turbine libre principale et turbine liée auxiliaire.
Etat de la technique
Un hélicoptère monomoteur est un hélicoptère qui n’est équipé que d’un seul turbomoteur ou moteur à combustion interne.
Les hélicoptères monomoteurs sont notamment utilisés pour réaliser des opérations de levage, compte tenu de leur importante capacité de transport et leur faible coût d’exploitation en comparaison des hélicoptères bimoteurs, c’est-à-dire des hélicoptères équipés de deux turbomoteurs ou moteurs à combustion interne.
Les hélicoptères monomoteurs conventionnels à deux régimes comprennent un système propulsif composé d’une seule turbomachine et d’un système de régulation de cette turbomachine. Cette turbomachine dispose de deux régimes de puissance : un régime « courant >>, dit « régime maximal continu >> associé à une puissance maximale en continu (PMC) et un régime « spécifique >>, dit « régime de décollage >> associé à une puissance maximale au décollage (PMD). Le régime de PMC a une durée d’utilisation illimitée avec des actions de maintenance, tandis que le régime de PMD a une durée d’utilisation restreinte, par exemple de cinq minutes. De manière générale, en régime de croisière, la turbomachine fonctionne à des niveaux de puissance faibles, en dessous de la PMC. Cette puissance en régime de croisière est égale à environ 50 % de la PMD.
Cependant sur un hélicoptère monomoteur, en cas de panne de l’unique turbomachine en vol de l’hélicoptère, le pilote de l’hélicoptère doit très rapidement suivre une procédure de vol dégradée, connue sous les termes de vol en autorotation. Cette procédure d’autorotation est délicate et compliquée à mettre en oeuvre, notamment lorsque l’hélicoptère se situe au-dessus de zones habitées.
Il a été proposé des hélicoptères monomoteurs comprenant des systèmes d’aide à l’autorotation.
Par exemple, la demande FR-A1-3 019 588 décrit une architecture d’un système propulsif d’un hélicoptère monomoteur comprenant un dispositif d’assistance permettant d’assister l’hélicoptère monomoteur au cours d’un vol en autorotation, en cas d’arrêt non commandé du moteur. Le dispositif d’assistance comprend une turbine et des moyens commandés d’alimentation de la turbine, qui comprennent un générateur de gaz à propergol solide.
Par exemple, la demande FR-A1-3 033 882 décrit un hélicoptère monomoteur comprenant un dispositif d’assistance comportant un générateur de gaz utilisé comme dispositif de démarrage ou de secours pour la turbine de l’hélicoptère monomoteur.
Par exemple, la demande FR-A1-3 019 524 décrit un hélicoptère monomoteur comprenant un module moteur d’assistance pour fournir un complément de puissance pour sécuriser la manoeuvre d’autorotation de l’hélicoptère. Le module moteur d’assistance comporte un dispositif pyrotechnique de génération de gaz à propergol solide.
Cependant, afin de minimiser l’impact de masse de l’hélicoptère, un tel dispositif pyrotechnique ne fonctionne qu’une seule fois et pendant quelques dizaines de secondes.
Il existe également des systèmes d’aide à l’autorotation à propergol gélifié pour hélicoptère monomoteur.
Cependant, de tels systèmes sont difficiles à allumer et leur architecture est complexe et lourde. De plus, le propergol gélifié est soumis à de fortes températures, ce qui accélère son vieillissement.
Il existe également des systèmes électrotechniques d’aide à l’autorotation pour hélicoptère monomoteur.
Cependant, de tels systèmes sont généralement lourds, encombrants et leur durée d’utilisation n’excède pas quelques dizaines de secondes.
Il existe également des installations électriques permettant de stocker et de délivrer de l’énergie électrique à un équipement intégré dans un hélicoptère. Ces installations électriques sont généralement utilisées pour rendre disponible une puissance supplémentaire lors de certaines conditions ou phases de vol de l’hélicoptère. Par exemple, ces installations électriques peuvent fournir, en cas d’urgence, de la puissance au moteur de l’hélicoptère, mais aussi fournir de l’énergie électrique d’urgence pour le maintien de fonctions de secours de l’hélicoptère.
Il existe également des systèmes de propulsion hybride électrique comportant un dispositif d’entraînement d’un moteur, un système de stockage d'énergie rechargeable connecté électriquement au dispositif d’entraînement du moteur, un moteur à turbine à gaz connecté au dispositif d'entraînement du moteur et au système de stockage d'énergie rechargeable, et une source d'alimentation de secours connectée au dispositif d'entraînement du moteur. La source d'alimentation de secours est utilisée lorsque le moteur à turbine à gaz et le système de stockage d'énergie rechargeable ne sont pas opérationnels.
Il existe également des installations motrices d’hélicoptère monomoteur comportant un moteur thermique, une boite de transmission principale de puissance configurée pour entraîner la voilure tournante de l’hélicoptère, un moteur électrique pour entraîner la boite de transmission principale de puissance, une boite de transmission arrière de puissance configurée pour entraîner un rotor anti-couple de l’hélicoptère et un moteur électrique pour entraîner la boite de transmission arrière de puissance. En cas de panne du turbomoteur, les moteurs électriques entraînent la voilure tournante et le rotor anti-couple permet au pilote de se poser sans avoir recours à une autorotation.
Les hélicoptères monomoteurs sont de moins en moins utilisés pour des opérations de transport de passagers, au profit des hélicoptères bimoteurs, puisque ces derniers sont jugés plus sûrs, notamment au-dessus de grands centres urbains, bien que plus coûteux.
Les hélicoptères bimoteurs symétriques conventionnels à quatre ou cinq régimes comprennent un système propulsif composé de deux turbomachines à turbine libre et de leurs systèmes de régulation respectifs. Chaque turbomachine dispose de quatre ou cinq régimes de puissance. Deux régimes dits AEO (initiales de « Ail Engine Operative >> en terminologie anglaise) : un régime de PMC et un régime de PMD, mais aussi deux ou trois régimes OEI (initiales de « One Engine Inoperative >> en terminologie anglaise) suivant les applications. On trouve notamment le régime OEIC (initiales de « One Engine Inoperative Continuous >> en terminologie anglaise) et des régimes OEI faible, dit OEI Low, et OEI élevé, dit OEI High, (respectivement OEI2min et OEI30s) ou un seul régime OEI Low (OEI2min30). Les régimes OEI Low et OEI High ont une durée d’utilisation restreinte, par exemple utilisables pendant deux minutes (Low) ou pendant trente secondes (High). Au travers de régime OEI, chaque turbomachine est conçue de manière surdimensionnée afin de pouvoir maintenir l’hélicoptère en vol en cas de panne de l’autre turbomachine. Dans le régime de fonctionnement dédié à la gestion d’une turbomachine inopérante, le régime OEI, la turbomachine opérante fournit une puissance bien au-delà de sa puissance nominale pour permettre à l’hélicoptère de faire face à une situation périlleuse puis de poursuivre son vol.
Cependant, les turbomoteurs de ces hélicoptères sont pénalisants en masse et en consommation de carburant, ce qui rend les hélicoptères bimoteurs symétriques conventionnels à quatre ou cinq régimes coûteux.
Il existe des hélicoptères bimoteurs dissymétriques, c’est-à-dire avec une motorisation asymétrique, disposant d’un mode spécifique pour économiser du carburant et des régimes de super-ralentis.
Par exemple, les demandes FR-A1-2 967 132, FR-A1-2 967 133 et FR-A13 011 587 décrivent une architecture bimoteurs d’hélicoptère et un procédé d'optimisation de la consommation spécifique de l’hélicoptère bimoteurs. Chaque turbomoteur comporte un générateur de gaz muni d'une chambre de combustion et d’une turbine libre.
Dans la demande FR-A1-2 967 132, au moins l'un des turbomoteurs est apte à fonctionner seul en régime continu, et l'autre turbomoteur est en veille à puissance nulle et chambre de combustion éteinte, tout en restant maintenu en rotation en vue d’un redémarrage d’urgence.
Dans les demandes FR-A1-2 967 132 et FR-A1-3 011 587, au moins l'un des turbomoteurs est apte à fonctionner seul en régime de vol continu, et l'autre turbomoteur est en régime dit de super-ralenti à puissance nulle apte à passer en mode d'accélération du générateur de gaz de ce turbomoteur par un entraînement compatible avec un redémarrage en sortie d'urgence. Dans la demande FR-A1-2 967 133, en régime de super-ralenti, la turbine libre est désaccouplée du rotor de l'hélicoptère et ne tourne plus à sa vitesse de rotation nominale. Dans la demande FR-A1-3 011 587, le régime de superralenti est obtenu avec la chambre de combustion du générateur de gaz allumée, et est assisté par l’entraînement mécanique en rotation de l’arbre du générateur de gaz à ce régime.
Cependant, ces architectures bimoteurs d’hélicoptère ne sont adaptées qu’aux hélicoptères pour lesquels on cherche à minimiser la consommation kilométrique lors d’un vol croisière. De plus, le système de réactivation rapide de la turbine libre, qui est en veille ou en mode super-ralenti, a une masse et un coût importants.
Il existe également des hélicoptères munis de plusieurs moteurs, par exemple de trois moteurs.
Par exemple, la demande FR-A1-2 992 024 décrit une architecture de transfert d’énergie entre un moteur auxiliaire et deux moteurs principaux. Les moteurs principaux servent à la propulsion de l’hélicoptère, tandis que le moteur auxiliaire fournit de l’énergie aux équipements et accessoires de l’hélicoptère.
Cependant, les hélicoptères à plusieurs moteurs ont des coûts de fabrication et de maintenance élevés.
L'invention proposée ci-après a notamment pour but d'apporter une solution simple, économique et efficace à ces problèmes, permettant d'éviter les inconvénients de la technique connue. En particulier, l’invention permet de concilier les exigences de sécurité de l’hélicoptère en vol, tout en maintenant des coûts d’exploitation de l’hélicoptère faibles.
Exposé de l’invention
A cet effet, l’invention concerne une architecture de système propulsif d’un hélicoptère bimoteurs, comprenant :
- une boite de transmission principale,
- un système de propulsion principal comportant un générateur de gaz muni d’une chambre de combustion et alimentant une turbine libre principale définissant des puissances maximale continue et maximale au décollage, et
- un système de propulsion auxiliaire comportant un générateur de gaz muni d’une chambre de combustion et alimentant une turbine liée auxiliaire définissant des puissances maximale auxiliaire et maximale auxiliaire continue, caractérisée en ce que la turbine libre principale et la turbine liée auxiliaire sont reliées à la boite de transmission principale.
Avantageusement, l’utilisation de la turbine libre principale comme système de propulsion principal permet d’optimiser la consommation en carburant de l’hélicoptère, et l’utilisation de la turbine liée auxiliaire comme système de propulsion auxiliaire, dit système de propulsion secondaire ou de secours, permet d’optimiser la réactivité du moteur de l’hélicoptère.
De façon avantageuse, une telle architecture de système propulsif permet une amélioration du diagramme hauteur/vitesse de l’hélicoptère dans lequel elle est intégrée, ce diagramme représentant la hauteur de l’hélicoptère par rapport au sol en fonction de la vitesse de celui-ci.
Cette architecture de système propulsif a des coûts de fabrication et de maintenance moins élevés que ceux d’un hélicoptère bimoteurs conventionnel, notamment du fait que la turbine liée auxiliaire n’est pas utilisée à son régime de puissance maximal en dehors des cas de panne de la turbine libre principale.
La turbine libre principale et la turbine liée auxiliaire peuvent être configurées pour fonctionner ensemble pendant une phase de décollage ou d’atterrissage de l’hélicoptère. Ceci permet d’améliorer les performances « hot & high >>. Les termes « hot & high >> se réfèrent à une combinaison de l’altitude et de la température dans lesquelles l’hélicoptère évolue, qui diminuent la puissance disponible. Plus précisément, il s’agit d’une condition de faible masse volumique de l’air due à une température ambiante élevée et une altitude élevée. La masse volumique de l'air diminue en même temps que la température et l'altitude augmente. La faible masse volumique de l’air réduit les performances des moteurs de l’hélicoptère, ainsi que la portance des rotors de ce dernier. Ceci empêche une performance maximale de l’hélicoptère, et empêche ce dernier d’opérer en sécurité.
L’amélioration des performances « hot & high » permet d’améliorer les capacités d’emport d’un hélicoptère.
La puissance maximale auxiliaire continue de la turbine liée auxiliaire peut être sensiblement égale au tiers de la puissance maximale continue de la turbine libre principale. Ceci permet, en cas de panne de la turbine libre principale, de ne perdre que deux tiers de la puissance totale de l’hélicoptère.
La puissance maximale auxiliaire de la turbine liée auxiliaire peut être sensiblement égale au tiers de la puissance maximale au décollage de la turbine libre principale. Ceci permet, en cas de panne de la turbine libre principale, de ne perdre que deux tiers de la puissance totale de l’hélicoptère.
Pendant les phases de décollage ou d’atterrissage, la turbine liée auxiliaire est régulée chambre de combustion allumée en dessous du seuil d’engagement de sa roue libre, par exemple entre 90% et 95% de la vitesse de rotation du rotor. Avantageusement, sur ces phases de vol, en cas de panne totale de la turbine libre principale, la turbine liée, extrêmement réactive, permet de fournir quasi instantanément la puissance maximale auxiliaire.
Pendant une phase de vol croisière, la turbine liée auxiliaire peut être configurée pour être en mode de veille à puissance nulle, chambre de combustion éteinte, entraînée par le démarreur à une vitesse non nulle, autour de 10% de la vitesse de rotation du rotor pour minimiser le temps d’allumage de la chambre de combustion. La turbine liée auxiliaire peut être configurée pour passer en mode d’accélération du générateur de gaz du système de propulsion auxiliaire en vue d’une réactivation en urgence de la turbine liée auxiliaire. Ceci permet, en cas de panne de la turbine libre principale, d’avoir la turbine liée auxiliaire qui délivre sa puissance maximale très rapidement, par exemple en moins de cinq secondes. Dans un autre mode de réalisation, la turbine liée auxiliaire est mise en régime de super-ralenti chambre allumée. Cela permet de réduire la taille, et donc la masse, des systèmes de réactivation rapide.
Selon un mode de réalisation, la turbine liée auxiliaire peut être reliée à la boite de transmission principale par un organe de transmission de puissance. L’organe de transmission de puissance peut comprendre :
- un arbre de transmission, par exemple équipé d’une roue libre, et/ou
- un ensemble d’engrenages de réduction de vitesse de la turbine liée auxiliaire, par exemple de rapport de réduction fixe ou variable, et/ou
- un système de découplage, par exemple du type embrayage sec ou humide ou du type coupleur/convertisseur hydro-cinétique.
Lorsque la turbine liée auxiliaire est reliée à la boite de transmission principale par un arbre de transmission, la turbine libre principale peut être reliée à la boite de transmission principale par le même arbre de transmission. Dans ce cas, il est possible de rendre commun les circuits de lubrification et de refroidissement entre la turbine liée auxiliaire et la turbine libre principale.
Selon un autre mode de réalisation, la turbine libre principale peut être reliée à la boite de transmission principale par un arbre de transmission équipé d’une roue libre, et un carter de la turbine liée auxiliaire est relié à un carter de la boite de transmission principale. Dans cette configuration, il est possible de rendre commun les circuits de lubrification et de refroidissement entre la turbine liée auxiliaire et la boite de transmission principale.
Selon un autre mode de réalisation, la turbine libre principale est reliée à la boite de transmission principale par un arbre de transmission équipé d’une roue libre, et la turbine liée auxiliaire est reliée à la boite de transmission principale par une boite de transmission auxiliaire.
Pendant un mode de veille à puissance nulle et chambre de combustion éteinte de la turbine liée auxiliaire, la turbine liée auxiliaire peut être configurée pour être entraînée en rotation par la boite de transmission principale ou son démarreur. Dans ce cas, la vitesse de rotation de la turbine liée auxiliaire peut être adaptée pour optimiser les pertes mécaniques et donc optimiser le rendement du moteur de l’hélicoptère.
Le système de propulsion auxiliaire peut comporter un démarreur-générateur de la turbine liée auxiliaire. Le démarreur-générateur de la turbine liée auxiliaire peut être une machine électrique réversible. Cette configuration permet au système de propulsion auxiliaire de fournir un supplément d’électricité ou une redondance à la batterie de l’hélicoptère en cas de besoin électrique supplémentaire, par exemple en cas de dégivrage, d’application des IFR (acronyme de « Instrument Flight Rules >> en anglais, signifiant « règles de vol aux instruments >>), de treuillage, ou de projection de lumière. En outre, le démarreur-générateur de la turbine liée auxiliaire peut être utilisé en cas de panne de la turbine libre principale.
La turbine libre principale et la turbine liée auxiliaire peuvent être équipées d’un système de traitement acoustique. Ceci permet avantageusement de réduire le bruit générer par la turbine libre principale et par la turbine liée auxiliaire.
La turbine libre principale et la turbine liée auxiliaire peuvent être équipées d’un système de traitement des gaz d’échappement. De façon avantageuse, ceci permet de réduire les émissions des moteurs de l’hélicoptère.
Le système de propulsion auxiliaire, et en particulier la turbine liée auxiliaire, peut être relié à la boite de transmission principale au moyen d’une boite de transmission auxiliaire. La boite de transmission auxiliaire peut comporter :
- un arbre de transmission équipé d’une roue libre, et/ou
- un ensemble d’engrenages de réduction de vitesse à rapport de réduction fixe, par exemple du type boite de vitesse, et/ou
- un ensemble d’engrenages de réduction de vitesse à rapport de réduction variable, par exemple une transmission à variation continue, et/ou
- un système de découplage piloté du type embrayage sec ou humide, et/ou
- un système de découplage du type coupleur/convertisseur hydro-cinétique.
L’invention concerne également un hélicoptère bimoteurs comprenant une architecture de système propulsif selon l’invention.
Avantageusement, un hélicoptère bimoteurs selon l’invention ne dispose pas de régimes OEI sur ses moteurs, contrairement aux hélicoptères bimoteurs conventionnels.
L’invention concerne également un procédé d’utilisation d’une architecture de système propulsif d’un hélicoptère bimoteurs selon l’invention, le procédé comprenant les étapes consistant en :
- l’utilisation de la turbine libre principale en système de propulsion principal, et
- l’utilisation de la turbine liée auxiliaire en système de propulsion auxiliaire, la turbine liée auxiliaire étant apte à être utilisée à un régime de puissance maximal en cas de panne de la turbine libre principale.
De façon avantageuse, l’utilisation de la turbine libre principale comme système de propulsion principal permet d’optimiser la consommation en carburant de l’hélicoptère, et l’utilisation de la turbine liée auxiliaire comme système de propulsion auxiliaire permet d’optimiser la réactivité du moteur de l’hélicoptère.
En outre, ce procédé permet de réduire les coûts de maintenance de l’hélicoptère par rapport aux coûts de maintenance des hélicoptères bimoteurs conventionnels.
Le procédé peut comprendre une étape consistant en l’utilisation de la turbine libre principale et de la turbine liée auxiliaire pendant une phase de décollage de l’hélicoptère.
Pendant une phase de décollage de l’hélicoptère, la vitesse de rotation d’un rotor de la turbine liée auxiliaire peut être sensiblement égale à 95 % de la vitesse de rotation d’un du rotor de l’hélicoptère, roue libre non engagée.
Pendant une phase de vol croisière, la turbine liée auxiliaire peut être en mode de veille à puissance nulle et chambre de combustion éteinte, et en cas de panne de la turbine libre principale, la turbine liée auxiliaire peut être apte à passer en mode d’accélération du générateur de gaz du système de propulsion auxiliaire en vue d’une réactivation en urgence de la turbine liée auxiliaire.
Le procédé peut comprendre une étape consistant en, pendant un mode de veille à puissance nulle et chambre de combustion éteinte de la turbine liée auxiliaire, l’entrainement en rotation de la turbine liée auxiliaire par la boite de transmission principale avec une vitesse de rotation inférieure à la vitesse de rotation nominale de la turbine liée auxiliaire.
De plus, le procédé peut comprendre une étape consistant en une transmission de puissance entre la turbine liée auxiliaire et la boite de transmission principale de manière passive, par exemple au moyen d’une roue libre agencée entre la boite de transmission principale et la turbine liée auxiliaire.
Alternativement, le procédé peut comprendre une étape consistant en une transmission de puissance entre la turbine liée auxiliaire et la boite de transmission principale étant réalisée de manière active, par exemple au moyen d’un organe de transmission de puissance reliant la boite de transmission principale et la turbine liée auxiliaire.
Description des figures
L’invention sera mieux comprise et d’autres détails, caractéristiques et avantages de l’invention apparaîtront plus clairement à la lecture de la description suivante faite à titre d’exemple non limitatif et en référence aux dessins annexés dans lesquels :
- la figure 1 est une vue très schématique en coupe d’une architecture de système propulsif d’un hélicoptère bimoteurs selon l’art antérieur,
- les figures 2 à 6 sont des vues très schématiques en coupe d’une architecture de système propulsif d’un hélicoptère bimoteurs selon des modes de réalisation de l’invention, et
- les figures 8 à 11 représentent chacune deux graphiques illustrant le séquencement des modes de fonctionnement de la turbine libre principale et de la turbine liée auxiliaire pendant les différentes phases de vol de l’hélicoptère, un graphique représentant la puissance des turbines en fonction des phases de vol, l’autre graphique représentant la vitesse de rotation des turbines en fonction des phases de vol.
Description détaillée
La figure 1 représente une architecture de système propulsif d’un hélicoptère bimoteurs selon l’art antérieur.
Le système propulsif 1 comprend deux moteurs à combustion interne ou deux turbomoteurs. Chaque moteur est formé d’un générateur de gaz 2 alimentant une turbine libre 3, dite de transmission de puissance, et une roue libre 4, dite de puissance, reliée à une boite de transmission de puissance 5. Le générateur de gaz comprend de manière connue au moins un compresseur 6 d’air alimentant une chambre de combustion 7 d’un carburant dans l’air comprimé. La chambre de combustion délivre des gaz chauds à au moins une turbine 8 de détente partielle des gaz qui entraîne en rotation le compresseur 6 via un arbre 9 d’entrainement. Les gaz entraînent ensuite la turbine libre 3. La turbine libre 3 comprend un arbre 10 de transmission de puissance relié à la boite de transmission de puissance 5 par le biais de la roue libre 4 de puissance. La roue libre 4 est reliée directement à la boite de transmission de puissance 5.
Chaque turbomoteur dispose de quatre ou cinq régimes de puissance : un régime de PMD, un régime de PMC, un régime OEIC, un régime OEI Low et un régime OEI High. Le régime OEI Low peut être utilisable pendant deux minutes et trente secondes, dans le cas où le turbomoteur dispose de quatre régimes de puissance, ou pendant deux minutes, dans le cas où le turbomoteur dispose de cinq régimes de puissance, le régime OEI High étant alors limité à trente secondes.
Les figures 2 à 6 représentent une architecture de système propulsif d’un hélicoptère bimoteurs selon des modes de réalisation de l’invention.
Une architecture de système propulsif comprend une boite de transmission principale 40, un système de propulsion principal 20 et un système de propulsion auxiliaire 50.
Comme représenté sur les figures 2 à 6, un système de propulsion principal 20 comportant un générateur de gaz 22 muni d’une chambre de combustion 24 et alimentant une turbine libre principale 26.
La turbine libre principale 26 définit une puissance maximale continue (PMC) et une puissance maximale au décollage (PMD). Autrement dit, la turbine libre principale 26 présente une structure de régime de PMC et de PMD. Le régime de PMC a une durée d’utilisation illimitée avec actions de maintenance, tandis que le régime de PMD a une durée d’utilisation restreinte, par exemple de cinq minutes. Le régime de PMC est dimensionné par les exigences de vitesse de croisière de l’hélicoptère ou de taux de montée. Le régime de PMD est dimensionné par les performances de l’hélicoptère au décollage.
Le générateur de gaz 22 comprend au moins un compresseur 28 d’air alimentant la chambre de combustion 24 d’un carburant dans l’air comprimé. La chambre de combustion 24 délivre des gaz chauds à au moins une turbine 30 de détente partielle des gaz qui entraîne en rotation le compresseur 28 via un arbre 32 d’entrainement. Les gaz entraînent ensuite la turbine libre principale 26.
La turbine libre principale 26 comprend un arbre 34 de transmission de puissance relié à la boite de transmission principale 40 par le biais de la roue libre 36 de puissance.
La roue libre 36 de puissance permet d’empêcher qu’un blocage mécanique du turbomoteur entraîne un blocage mécanique de la boite de transmission principale 40, et par extension d’un rotor de l’hélicoptère sur lequel ce turbomoteur est monté.
Comme représenté sur les figures 2 à 6, un système de propulsion auxiliaire 50, dit système de propulsion secondaire ou de secours, comportant un générateur de gaz 52 muni d’une chambre de combustion 54 et alimentant une turbine liée auxiliaire 56.
La turbine liée auxiliaire 56 définit une puissance maximale auxiliaire (PMA) et une puissance maximale auxiliaire continue (PMAC). Le régime de PMAC a une durée d’utilisation illimitée avec actions de maintenance, tandis que le régime de PMA a une durée d’utilisation restreinte, par exemple de cinq minutes, deux minutes, trente secondes ou dix secondes. De ce fait, il peut y avoir plusieurs régimes PMA, par analogie aux régimes OEI. En cas d’arrêt en vol non commandé du système propulsif auxiliaire, le régime de PMAC est utilisé le temps de permettre à l’hélicoptère d’atteindre une zone plus favorable à l’atterrissage. Si le régime de PMAC de la turbine liée auxiliaire 56 est de l’ordre du tiers de la PMC de la turbine libre principale 26 et permet de terminer le vol soit sans perte de hauteur ou avec une perte de hauteur acceptable, la PMA se situe quelques pourcents au-dessus de la PMAC pour pallier aux situations transitoires, c’est-àdire les transitions entre la panne et une situation sous contrôle.
Le générateur de gaz 52 comprend au moins un compresseur 58 d’air alimentant la chambre de combustion 54 d’un carburant dans l’air comprimé. La chambre de combustion 54 délivre des gaz chauds qui entraînent la turbine liée auxiliaire 56.
Dans le système de propulsion auxiliaire 50, la puissance mécanique est transmise par le même arbre 60 de transmission de puissance au compresseur 58 et à la turbine liée 56. En particulier, le compresseur 58 et à la turbine liée 56 ont la même vitesse de rotation.
La turbine liée auxiliaire 56 est reliée à la boite de transmission principale 40.
Le système de propulsion principal 20 sert à la propulsion de l’hélicoptère, tandis que le système de propulsion auxiliaire 50 peut avantageusement fournir de l’énergie aux équipements et accessoires de l’hélicoptère.
Le système de propulsion auxiliaire 50 fournit de la puissance dans les cas où le système de propulsion principal 20 n’est pas en mesure de le faire, par exemple en cas de panne de la turbine libre principale 26, ou dans certaines phases de vol afin d’aider le système de propulsion principal 20.
Le système de propulsion auxiliaire 50 peut fournir de la puissance propulsive, ou non propulsive, par exemple électrique, mécanique, hydraulique et/ou pneumatique.
La turbine liée auxiliaire 56 est apte à être utilisée à un régime de puissance maximal en cas de panne de la turbine libre principale 26.
Avantageusement, l’utilisation de la turbine libre principale 26 comme système de propulsion principal 20 permet d’optimiser la consommation en carburant de l’hélicoptère, et l’utilisation de la turbine liée auxiliaire 56 comme système de propulsion auxiliaire 50 permet d’optimiser la réactivité du système propulsif de l’hélicoptère.
Les puissances de la turbine libre principale 26 et de la turbine liée auxiliaire 56 peuvent être asymétriques. Par exemple, la PMAC de la turbine liée auxiliaire 56 peut être sensiblement égale au tiers de la PMC de la turbine libre principale 26 et la PMA de la turbine liée auxiliaire 56 peut être sensiblement égale au tiers de la PMD de la turbine libre principale 26. Ainsi, en cas de panne de la turbine libre principale 26, seulement deux tiers de la puissance totale de l’hélicoptère est perdue.
La répartition de puissance entre la turbine liée auxiliaire 56 et la turbine libre principale 26 peut être ajustée régulièrement pour tester le bon fonctionnement de cette turbine liée auxiliaire et par exemple détecter des pannes dormantes.
La turbine libre principale 26 et la turbine liée auxiliaire 56 peuvent être configurées pour fonctionner ensemble pendant une phase de décollage ou d’atterrissage de l’hélicoptère. Autrement dit, la turbine libre principale 26 et de la turbine liée auxiliaire 56 sont utilisées pendant une phase de décollage ou d’atterrissage de l’hélicoptère.
Au décollage, la turbine liée auxiliaire 56 est utilisée au ralenti. Par exemple, la vitesse de rotation d’un rotor de la turbine liée auxiliaire 56 peut être sensiblement égale à 95 % de la vitesse de rotation d’un du rotor de l’hélicoptère, roue libre non engagée. Ainsi, en cas de panne de la turbine libre principale 26, la turbine liée auxiliaire 26 est très proche de son régime nominal. Le régime de PMA est ainsi disponible rapidement.
Pendant une phase de vol croisière, la turbine liée auxiliaire 56 peut être configurée pour être en mode de veille à puissance nulle et chambre de combustion 54 éteinte, dit mode « vireur >> et régime de rotation non nul de l’ordre d’une dizaine de pourcent du régime nominal, la turbine liée auxiliaire 56 étant mue en rotation par son démarreur.
La turbine liée auxiliaire 56 peut être configurée pour passer en mode d’accélération du générateur de gaz 52 du système de propulsion auxiliaire 50 en vue d’une réactivation en urgence de la turbine liée auxiliaire 56. Plus précisément, la turbine liée auxiliaire 56 peut être équipée d’un système de réactivation rapide (« fast-restart >> en l’anglais). Ainsi, en cas de panne de la turbine libre principale 26, la turbine liée auxiliaire 56 est capable de délivrer sa puissance maximale très rapidement, par exemple en moins de cinq secondes.
Dans un autre mode de réalisation, pendant le mode vireur, la turbine liée auxiliaire 56 peut être configurée pour être entraînée en rotation par la boite de transmission principale 40.
Le contrôle de la vitesse de rotation de la turbine liée auxiliaire 56 peut être réalisé au moyen de deux roues libres. Par exemple, en mode vireur de la turbine liée auxiliaire 56, la boite de transmission principale 40 entraîne en rotation la turbine liée auxiliaire 56, par exemple au moyen d’une roue libre. La vitesse de rotation de la turbine liée auxiliaire 56 entraînée par la boite de transmission principale 40 est inférieure à la vitesse de rotation nominale de la turbine liée auxiliaire 56.
En dehors du mode vireur, la turbine liée auxiliaire 56 entraîne en rotation la boite de transmission principale 40, par exemple au moyen d’une roue libre, avec sa vitesse nominale de sortie.
La transmission de puissance entre la turbine liée auxiliaire 56 et la boite de transmission principale 40 peut s’effectuer de manière passive, par exemple au moyen d’une roue libre agencée entre la boite de transmission principale 40 et la turbine liée auxiliaire 56.
La transmission de puissance entre la turbine liée auxiliaire 56 et la boite de transmission principale 40 peut s’effectuer de manière active, par exemple au moyen d’un couplage mécanique, tel qu’un organe de transmission de puissance, reliant la boite de transmission principale 40 et la turbine liée auxiliaire 56.
La transmission de puissance entre la turbine liée auxiliaire 56 et la boite de transmission principale 40 peut comprendre un mode de sélection d’un rapport de réduction de vitesse adapté au mode de fonctionnement de la turbine liée auxiliaire 56.
La turbine liée auxiliaire 56 peut être reliée à la boite de transmission principale 40 par un organe de transmission de puissance 70. L’organe de transmission de puissance 70 connecte l’arbre de sortie de la turbine liée auxiliaire 56 et l’arbre 42 d’entrée de la boite de transmission principale 40.
L’organe de transmission de puissance peut comprendre un arbre 66 de transmission. Cet arbre 66 de transmission peut être équipé d’une roue libre 62.
Comme représenté sur les figures 2 et 3, la turbine liée auxiliaire 56 est reliée à la boite de transmission principale 40 par le biais de la roue libre 62 de puissance. La roue libre 62 est reliée directement à la boite de transmission principale 40.
Sur la figure 2, le système de propulsion principal 20 est relié à la boite de transmission principale 40 d’un côté de la boite de transmission principale 40, tandis que le système de propulsion auxiliaire 50 est relié à la boite de transmission principale 40 de l’autre côté de celle-ci. L’arbre de sortie de la turbine libre principale 26 et l’arbre de sortie de la turbine liée auxiliaire 56 sont agencés de part et d’autre de la boite de transmission principale 40. Les arbres 42 d’entrée de la boite de transmission principale 40 sont agencés sur des côtés différents de celle-ci. L’arbre de sortie de la turbine libre principale 26 et l’arbre de sortie de la turbine liée auxiliaire 56 peuvent être sensiblement alignés.
La turbine liée auxiliaire 56 peut être équipée d’un système de rétention de tiers de disques. Dans ce cas, le système de propulsion auxiliaire 50 peut être placé au-dessus de l’équipage de l’hélicoptère.
Sur la figure 3, le système de propulsion principal 20 et le système de propulsion auxiliaire 50 sont reliés à la boite de transmission principale 40 du même côté de la boite de transmission principale 40. Autrement dit, l’arbre de sortie de la turbine libre principale 26 et l’arbre de sortie de la turbine liée auxiliaire 56 sont agencés du même côté de la boite de transmission principale 40. Les arbres 42 d’entrée de la boite de transmission principale 40 sont agencés du même côté de celle-ci.
Comme représenté sur la figure 4, le système de propulsion auxiliaire 50, et plus précisément la turbine liée auxiliaire 56, est relié à la boite de transmission principale 40 par une boite de transmission auxiliaire 64. Le système de propulsion principal 20 est relié à la boite de transmission principale 40 d’un côté de la boite de transmission principale 40, tandis que le système de propulsion auxiliaire 50 est relié à la boite de transmission principale 40, au moyen de la boite de transmission auxiliaire 64, de l’autre côté de la boite de transmission principale 40.
La boite de transmission auxiliaire 64 peut comporter un arbre de transmission équipé d’une roue libre. La boite de transmission auxiliaire 64 peut comporter un ensemble d’engrenages de réduction de vitesse à rapport de réduction fixe, par exemple du type boite de vitesse, ou un ensemble d’engrenages de réduction de vitesse à rapport de réduction variable, par exemple une transmission à variation continue.
Comme représenté sur la figure 5, un carter de la turbine liée auxiliaire 56 est relié à un carter de la boite de transmission principale 40. Autrement dit, l’installation du système de propulsion auxiliaire 50 est du type « plug » sur le carter de la boite de transmission principale 40. Le système de propulsion principal 20 est relié à la boite de transmission principale 40 d’un côté de la boite de transmission principale 40, tandis que le système de propulsion auxiliaire 50, et plus précisément le carter de la turbine liée auxiliaire 56, est relié à la boite de transmission principale 40, et plus précisément au carter de la boite de transmission principale 40, de l’autre côté de la boite de transmission principale 40.
La liaison mécanique entre le carter de la turbine liée auxiliaire 56 et la carter de la boite de transmission principale 40 peut comprendre une roue libre.
Dans ce mode de réalisation, les circuits de lubrification et de refroidissement peuvent être rendus communs entre la turbine liée auxiliaire 56 et la boite de transmission principale 40.
Comme représenté sur la figure 6, la turbine liée auxiliaire 56 et la turbine libre principale 26 sont reliées à la boite de transmission principale 40 par le biais de la roue libre 68 de puissance. Le carter de la turbine libre principale 26 et le carter de la turbine liée auxiliaire 56 sont reliés ensemble à un organe 72, puis l’organe 72 est relié à la boite de transmission principale 40 par le biais de la roue libre 68 de puissance. L’installation du système de propulsion auxiliaire 50 et du système de propulsion principal 20 est du type « twin-pack >> sur la boite de transmission principale 40.
Dans ce mode de réalisation, les circuits de lubrification et de refroidissement peuvent être rendus communs entre la turbine liée auxiliaire 56 et la turbine libre principale 26.
L’organe de transmission de puissance peut comprendre un ensemble d’engrenages de réduction de vitesse de la turbine liée auxiliaire 56.
Par exemple, dans le mode de réalisation de la figure 5, la liaison mécanique entre le carter de la turbine liée auxiliaire 56 et la carter de la boite de transmission principale 40 peut comprendre un ensemble d’engrenages de réduction de vitesse.
L’ensemble d’engrenages de réduction de vitesse peut être à rapport fixe, c’est-àdire du type discret, par exemple du type boite de vitesse mécanique ou automatique automobile.
Par exemple, dans le mode de réalisation de la figure 2, l’adaptation de la vitesse entre l’arbre de sortie de la turbine liée auxiliaire 56 et l’arbre d’entrée 42 de la boite de transmission principale 40 peut être réalisée au moyen d’un ensemble d’engrenages de réduction de vitesse à rapport fixe. L’ensemble d’engrenages peut être intégré du côté de la sortie du générateur de gaz 52 de la turbine libre auxiliaire 56.
L’ensemble d’engrenages de réduction de vitesse à rapport variable, c’est-à-dire du type continu, par exemple une transmission à variation continue (CVT, de l’anglais « Continuously Variable Transmission >>) automobile. Dans ce cas, l’organe de transmission peut comprendre un mode de sélection et d’engagement de rapport de réduction de vitesse.
Par exemple, dans le mode de réalisation de la figure 4, la boite de transmission auxiliaire 64 peut comprendre un ensemble d’engrenages de réduction de vitesse avec un mode de sélection du rapport de réduction de vitesse.
L’organe de transmission de puissance peut comprendre un système de découplage. Par exemple, le système de découplage peut être du type embrayage sec ou humide, ou du type coupleur/convertisseur hydro-cinétique.
Par exemple, dans le mode de réalisation de la figure 4, la boite de transmission auxiliaire 64 peut comprendre un système de découplage piloté du type embrayage sec ou humide, ou un système de découplage du type coupleur/convertisseur hydro-cinétique.
Le système de propulsion auxiliaire 50 peut comporter un démarreur-générateur de la turbine liée auxiliaire 56. Le démarreur-générateur de la turbine liée auxiliaire 56 peut être une machine électrique réversible.
Ainsi, le démarreur-générateur de la turbine liée auxiliaire 56 peut fournir un supplément d’électricité en cas de besoin électrique supplémentaire, par exemple de dégivrage, d’application des IFR (acronyme de « Instrument Flight Rules >> en anglais, signifiant « règles de vol aux instruments >>), de treuillage, ou de projection de lumière.
Le démarreur-générateur de la turbine liée auxiliaire 56 peut être utilisé en cas de panne de la turbine libre principale 26.
La turbine libre principale 26 et la turbine liée auxiliaire 56 peuvent être équipées d’un système de traitement acoustique.
La turbine libre principale 26 et la turbine liée auxiliaire 56 peuvent être équipées d’un système de traitement des gaz d’échappement.
Selon un mode de réalisation de l’invention, la turbine libre principale et la turbine liée auxiliaire sont contrôlées chacune par un calculateur électronique dédié. Les calculateurs électroniques sont reliés par une liaison numérique, qui permet aux calculateurs électroniques d’échanger certaines données, ce qui permet une gestion collaborative de l’ensemble propulsif. La liaison numérique permet, entre autres, d’échanger les données nécessaires à la sélection les modes de régulation de la turbine liée auxiliaire.
Alternativement, un calculateur numérique unique peut contrôler la turbine libre principale et la turbine liée auxiliaire.
Un boîtier de régulation de secours peut permettre de contrôler la turbine libre principale en cas de perte totale du calculateur électronique de régulation de la turbine libre principale, avec des performances dégradées.
De même, un boîtier de régulation de secours peut permettre de contrôler la turbine liée auxiliaire en cas de perte totale du calculateur électronique de régulation de la turbine libre principale, avec des performances dégradées.
La turbine libre principale 26 peut être régulée suivant trois modes de régulation sélectionnés par le pilote de l’hélicoptère : un mode « arrêt >>, un mode « ralenti >> et un mode « vol >>.
Dans le mode « arrêt >>, la turbine libre principale est arrêtée et ne délivre pas de puissance.
Dans le mode « ralenti >>, la vitesse de la turbine libre principale est régulée à une valeur faible, de l’ordre de 80 % de sa vitesse nominale. Selon un autre mode de réalisation, la vitesse du générateur de gaz de la turbine libre principale peut être régulée à une vitesse faible.
Dans le mode « vol >>, la vitesse de la turbine libre principale est régulée à la vitesse nominale.
La régulation de la turbine libre principale est réalisée par le calculateur électronique de la turbine libre principale, ou dans le calculateur électronique commun à la turbine libre principale et à la turbine liée auxiliaire.
La turbine liée auxiliaire peut être régulée suivant différents modes de régulation : un mode « arrêt >>, un mode « ralenti >>, un mode « pré-accostage >>, un mode « puissance d’appoint >>, un mode « puissance de secours >>, un mode « veille >> et un mode « superralenti >>.
Dans le mode « arrêt >>, la turbine liée auxiliaire est arrêtée et ne délivre pas de puissance.
Dans le mode « ralenti >>, la turbine liée auxiliaire est régulée à une vitesse faible, par exemple de l’ordre de 50% à 70% de sa vitesse nominale.
Dans le mode « pré-accostage >>, la turbine liée auxiliaire est régulée à une vitesse légèrement inférieure à la vitesse du rotor, par exemple inférieure de 5%, afin de désengager la roue libre de la turbine liée auxiliaire.
Dans le mode « puissance d’appoint », la turbine liée auxiliaire est régulée afin de fournir une puissance d’appoint à la boite de transmission de puissance. Cette puissance d’appoint peut être fixe, ou dépendre d’une consigne de puissance fournie par le système de l’hélicoptère, ou dépendre d’une répartition de charge préétablie entre les turbines. Le mode « puissance d’appoint » est en général utilisé lorsque la turbine liée auxiliaire fournit un complément de puissance à la turbine libre principale.
Dans le mode « puissance de secours », la turbine liée auxiliaire est régulée afin de maintenir seule la vitesse du rotor constante. Ce mode est utilisé lorsque la turbine liée auxiliaire est seule à entraîner le rotor.
Dans le mode « veille », la chambre de combustion de la turbine liée auxiliaire est éteinte et le générateur de gaz de la turbine liée auxiliaire est entraîné par un moteur électrique à une vitesse propice à un démarrage rapide, par exemple entre 5% et 20% de la vitesse nominale.
En alternative au mode « veille », dans le mode « super-ralenti », la chambre de combustion de la turbine liée auxiliaire est maintenue allumée et le générateur de gaz est maintenu à une vitesse réduite, par exemple entre 25% et 60% de la vitesse nominale, grâce à l’aide d’un moteur électrique.
La régulation de la turbine liée auxiliaire est réalisée par le calculateur électronique de la turbine liée auxiliaire, ou dans le calculateur électronique commun à la turbine liée auxiliaire et à la turbine libre principale.
Les moyens permettant de sélectionner le mode de régulation de la turbine liée auxiliaire sont, de préférence, implémentés dans le calculateur électronique de la turbine liée auxiliaire, ou dans le calculateur électronique commun à la turbine liée auxiliaire et à la turbine libre principale.
Alternativement, les moyens de sélectionner le mode de régulation de la turbine liée auxiliaire, et donc de commuter entre deux modes de fonctionnement, sont implémentés dans un calculateur de l’hélicoptère.
Alternativement, la commutation d’un mode de fonctionnement de la turbine liée auxiliaire à un autre mode de fonctionnement est ordonnée par le pilote de l’hélicoptère au moyen de sélecteurs.
Alternativement, la commutation d’un mode de fonctionnement de la turbine liée auxiliaire à un autre mode de fonctionnement est gérée par une combinaison de conditions déterminées par le calculateur électronique de la turbine liée auxiliaire ou par le calculateur électronique commun, par un calculateur de l’hélicoptère et par des commandes du pilote de l’hélicoptère.
Les figures 8 à 11 représentent chacune deux graphiques illustrant le séquencement des modes de fonctionnement de la turbine libre principale et de la turbine liée auxiliaire pendant les différentes phases de vol de l’hélicoptère.
Chaque premier graphique représente la puissance, notée P, de la turbine libre principale et de la turbine liée auxiliaire en fonction des phases de vol, notées Pv, de l’hélicoptère. Chaque deuxième graphique représente la vitesse de rotation, notée ω, de la turbine libre principale et de la turbine liée auxiliaire en fonction des phases de vol Pv de l’hélicoptère.
La puissance P de la turbine libre principale en fonction des phases de vol Pv est représentée par la courbe a1 et la vitesse de rotation ω de la turbine libre principale en fonction des phases de vol Pv est représentée par la courbe b1. La puissance P de la turbine liée auxiliaire en fonction des phases de vol Pv est représentée par la courbe a2 et la vitesse de rotation ω de la turbine liée auxiliaire en fonction des phases de vol Pv est représentée par la courbe b2.
La figure 7 représente le séquencement des modes de fonctionnement de la turbine libre principale et de la turbine liée auxiliaire lors d’un vol « normal >>, c’est-à-dire sans panne de la turbine libre principale.
La première phase de vol PV1 correspond au démarrage de l’hélicoptère. La turbine libre principale est démarrée sur une commande du pilote de l’hélicoptère. La puissance P de la turbine libre principale est constante à une valeur notée PO pendant toute la phase de démarrage PV1. La vitesse de rotation ω de la turbine libre principale augmente d’une valeur notée ωθ à une valeur notée ω1 correspondant à un régime de ralenti de la turbine. La turbine liée auxiliaire est ensuite démarrée automatiquement, lorsque certaines conditions sont remplies, par exemple lorsque la vitesse du rotor est suffisante. La vitesse de rotation ω de la turbine liée auxiliaire augmente d’une valeur notée ωθ à une valeur notée ω2 correspondant à un régime de ralenti de la turbine. Ensuite, la vitesse de rotation ω de la turbine libre principale augmente jusqu’à une valeur notée ω3 correspondant au régime nominal de la turbine. La vitesse de rotation ω de la turbine liée auxiliaire augmente alors jusqu’à une valeur ω4 correspondant au mode « pré-accostage >>.
La deuxième phase de vol Pv2 correspond au décollage de l’hélicoptère. La puissance P de la turbine libre principale augmente jusqu’à une valeur notée P1, puis diminue jusqu’à une valeur notée P2. La vitesse de rotation ω de la turbine libre principale reste constante à la valeur ω3 et la vitesse de rotation ω de la turbine liée auxiliaire reste constante à la valeur ω4.
La troisième phase de vol Pv3 correspond à la phase de montée de l’hélicoptère. La puissance P de la turbine libre principale est constante à la valeur P2, puis diminue jusqu’à une valeur notée P3. La vitesse de rotation ω de la turbine libre principale reste constante à la valeur ω3 et la vitesse de rotation ω de la turbine liée auxiliaire reste constante à la valeur ω4.
La quatrième phase de vol Pv4 correspond au vol croisière de l’hélicoptère. La puissance P de la turbine libre principale est constante à la valeur P3. La vitesse de rotation ω de la turbine libre principale reste constante à la valeur ω3. Sur ordre du pilote de l’hélicoptère ou de l’avionique, la turbine liée auxiliaire passe en mode « veille ». La vitesse de rotation ω de la turbine liée auxiliaire diminue jusqu’à une valeur notée ω5.
La cinquième phase de vol Pv5 correspond à la phase de descente de l’hélicoptère. La puissance P de la turbine libre principale diminue jusqu’à une valeur notée P4. La vitesse de rotation ω de la turbine libre principale reste constante à la valeur ω3. Sur ordre du pilote de l’hélicoptère ou de l’avionique, et avant la phase d’atterrissage, la turbine liée auxiliaire repasse en mode « pré-accostage ». La vitesse de rotation ω de la turbine liée auxiliaire augmente jusqu’à la valeur ω4.
La sixième phase de vol Pv6 correspond à la phase d’atterrissage de l’hélicoptère. La puissance P de la turbine libre principale augmente jusqu’à une valeur notée P5, puis diminue jusqu’à la valeur PO. La vitesse de rotation ω de la turbine libre principale reste constante à la valeur ω3 et la vitesse de rotation ω de la turbine liée auxiliaire reste constante à la valeur ω4.
La septième phase de vol Pv7 correspond à la phase de ralenti de l’hélicoptère. La puissance P de la turbine libre principale reste constante à la valeur PO. La vitesse de rotation ω de la turbine libre principale diminue jusqu’à la valeur ω1 et la vitesse de rotation ω de la turbine liée auxiliaire diminue jusqu’à la valeur ω2.
La huitième phase de vol Pv8 correspond à la phase d’arrêt de l’hélicoptère. La puissance P de la turbine libre principale reste constante à la valeur PO. L’hélicoptère étant posé, sur ordre du pilote, la turbine liée auxiliaire, puis la turbine libre principale, sont éteintes. Un passage par les modes ralenti est possible selon le choix du pilote. Ici, la vitesse de rotation ω de la turbine libre principale diminue jusqu’à la valeur ωθ, et la vitesse de rotation ω de la turbine liée auxiliaire diminue jusqu’à la valeur ωθ.
Sur la figure 7, les puissances sont définies telles que : P1 > P2 > P3 > P4 > PO et P1 > P5 > P2. La puissance P1 correspond à la PMD, et la puissance P2 correspond à la PMC. La puissance P3 est égale à 80% de la PMC. Les vitesses de rotation sont définies telles que : ω3 > ω4 > ω1 > ω2 > ω5 > ωθ. La vitesse de rotation ω4 est égale à 90% de la vitesse de rotation du rotor et la vitesse de rotation ω5 est égale à 10% de la vitesse de rotation du rotor.
Pendant toutes les phases de vol PV1 à Pv8, la puissance P de la turbine liée auxiliaire est constante à la valeur PO.
En alternative, comme représenté en pointillés sur la figure 7, lors du vol croisière Pv4, la turbine liée auxiliaire peut passer en mode « super-ralenti >> pour limiter la perte d’altitude en cas de perte de puissance de la turbine libre principale, au lieu de passer en mode « veille >>. Dans ce cas, la vitesse de rotation ω de la turbine liée auxiliaire diminue de la valeur ω4 jusqu’à une valeur notée ω7.
Sur la figure 7, les vitesses de rotation sont définies telles que : ω2 > ω7 > ω5.
En alternative, comme représenté en pointillés sur la figure 7, lors du vol croisière Pv4, la turbine liée auxiliaire peut rester en mode « pré-accostage >> pour limiter la perte d’altitude en cas de perte de puissance de la turbine libre principale, au lieu de passer en mode « veille >>. Dans ce cas, la vitesse de rotation ω de la turbine liée auxiliaire reste constante à la valeur ω4.
La figure 8 représente le séquencement des modes de fonctionnement de la turbine libre principale et de la turbine liée auxiliaire lors d’une perte de la turbine libre principale au décollage.
La phase de démarrage PV1 est identique à celle de la figure 7.
Au cours de la phase de décollage Pv2, en cas de panne de la turbine libre principale, la puissance P de la turbine libre principale diminue de la valeur P1 à la valeur PO et la vitesse de rotation ω de la turbine libre principale diminue de la valeur ω3 à la valeur ωθ. La turbine liée auxiliaire passe automatiquement en mode « puissance de secours >>. La turbine liée auxiliaire fournit la puissance nécessaire pour maintenir la vitesse du rotor constante, permettant au pilote de l’hélicoptère de se poser sans autorotation. La puissance P de la turbine liée auxiliaire augmente de la valeur PO à une valeur notée P6, et vitesse de rotation ω de la turbine liée auxiliaire augmente alors de la valeur ω4 à la valeur ω3, pour compenser la perte de la turbine libre principale.
Au cours de la phase de descente Pv5 et de la phase d’arrêt Pv8, la puissance P de la turbine libre principale reste constante à la valeur PO et la vitesse de rotation ω de la turbine libre principale reste constante à la valeur ωθ, la turbine libre principale étant en panne,
Au cours de la phase de descente Pv5, la puissance P de la turbine liée auxiliaire reste constante à la valeur P6 et la vitesse de rotation ω de la turbine liée auxiliaire reste constante à la valeur ω3.
Au cours de la phase d’arrêt Pv8, la puissance P de la turbine liée auxiliaire diminue jusqu’à la valeur PO et la vitesse de rotation ω de la turbine liée auxiliaire diminue jusqu’à la valeur ωθ.
Sur la figure 8, les puissances sont définies telles que : P3 > P6 > P4.
En cas de panne de la turbine libre principale au cours de la phase de montée de l’hélicoptère (non représentée), une situation analogue se produit. La puissance P de la turbine libre principale diminue de la valeur P2 à la valeur PO et la vitesse de rotation ω de la turbine libre principale diminue de la valeur ω3 à la valeur ωθ. Dans ce cas, la puissance P de la turbine liée auxiliaire augmente de la valeur PO à la valeur P6, et vitesse de rotation ω de la turbine liée auxiliaire augmente alors de la valeur ω4 à la valeur ω3, pour compenser la perte de la turbine libre principale.
En cas de panne de la turbine libre principale à l’atterrissage (non représentée), une situation analogue se produit. La puissance P de la turbine libre principale diminue de la valeur P5 à la valeur PO et la vitesse de rotation ω de la turbine libre principale diminue de la valeur ω3 à la valeur ωθ. Dans ce cas, la puissance P de la turbine liée auxiliaire augmente de la valeur PO à la valeur P6 et vitesse de rotation ω de la turbine liée auxiliaire augmente alors de la valeur ω4 à la valeur ω3, pour compenser la perte de la turbine libre principale.
La figure 9 représente le séquencement des modes de fonctionnement de la turbine libre principale et de la turbine liée auxiliaire lors d’une perte de la turbine libre principale en vol croisière.
Les phases de démarrage Pv1, de décollage Pv2 et de montée Pv3 sont identiques à celles de la figure 7.
Au cours de la phase de vol croisière Pv4, en cas de panne de la turbine libre principale ou en cas de difficulté à réguler la turbine libre principale, la puissance P de la turbine libre principale diminue de la valeur P3 à la valeur PO et la vitesse de rotation ω de la turbine libre principale diminue de la valeur ω3 à la valeur ωθ. La turbine liée auxiliaire, alors en mode « veille » est redémarrée automatiquement et passe en mode « puissance de secours ». La turbine liée auxiliaire fournit la puissance nécessaire pour maintenir la vitesse du rotor constante, permettant au pilote de l’hélicoptère de se poser sans autorotation. La puissance P de la turbine liée auxiliaire augmente de la valeur PO à la valeur P6 et vitesse de rotation ω de la turbine liée auxiliaire augmente alors de la valeur ω5 à la valeur ω3, pour compenser la perte de la turbine libre principale.
Les phases de descente Pv5 et d’arrêt Pv8 sont identiques à celles de la figure 8.
La figure 10 représente le séquencement des modes de fonctionnement de la turbine libre principale et de la turbine liée auxiliaire lors d’un vol « normal », lorsque la turbine liée auxiliaire est placée en mode « puissance d’appoint ». La turbine liée auxiliaire délivre un complément de puissance à la turbine libre principale, par exemple pour permettre l’emport de charges importantes. Ce mode de fonctionnement se rapproche du mode de fonctionnement d’un hélicoptère bimoteurs traditionnel.
Lors de la phase de démarrage Pv1, la vitesse de rotation ω de la turbine liée auxiliaire augmente de la valeur ω2 à la valeur ω3 correspondant au mode « puissance d’appoint >>. La puissance P de la turbine liée auxiliaire est constante à une valeur notée PO pendant toute la phase de démarrage PV1.
Au cours des phases de décollage Pv2 et de montée Pv3, la vitesse de rotation ω de la turbine liée auxiliaire reste constante à la valeur ω3. Pendant la phase de décollage Pv2, la puissance P de la turbine liée auxiliaire augmente jusqu’à une valeur notée P7, puis diminue jusqu’à une valeur notée P8. Pendant la phase de montée Pv3, la puissance P de la turbine liée auxiliaire est constante à la valeur P8, puis diminue jusqu’à une valeur notée P9.
Au cours de la phase de vol croisière Pv4, la vitesse de rotation ω de la turbine liée auxiliaire diminue jusqu’à la valeur ω5 et la puissance P de la turbine liée auxiliaire est constante à la valeur P9.
Lors de la phase de descente Pv5, la vitesse de rotation ω de la turbine liée auxiliaire augmente jusqu’à la valeur ω3 et la puissance P de la turbine liée auxiliaire diminue jusqu’à une valeur notée P10.
Au cours de la phase de d’atterrissage Pv6, la vitesse de rotation ω de la turbine liée auxiliaire reste constante à la valeur ω3. La puissance P de la turbine liée auxiliaire augmente jusqu’à une valeur notée P11, puis diminue jusqu’à la valeur PO.
Lors de la phase de d’atterrissage Pv7, la vitesse de rotation ω de la turbine liée auxiliaire diminue de la valeur ω3 à la valeur ω2. La puissance P de la turbine liée auxiliaire reste constante à la valeur PO pendant les phase d’atterrissage Pv7 et d’arrêt Pv8.
Sur la figure 10, les puissances sont définies telles que:
P3 > P7 > P11 > P8 > P9 > P4 > P10 > PO. La puissance P7 correspond à la PMA.
En alternative, comme représenté en pointillés sur la figure 10, lors du vol croisière Pv4, la turbine liée auxiliaire peut passer en mode « super-ralenti >> pour limiter la perte d’altitude en cas de perte de puissance de la turbine libre principale, au lieu de passer en mode « veille >>. Dans ce cas, la vitesse de rotation ω de la turbine liée auxiliaire diminue de la valeur ω3 jusqu’à la valeur ω7.
En alternative, comme représenté en pointillés sur la figure 10, lors du vol croisière Pv4, la turbine liée auxiliaire peut passer en mode « pré-accostage >> pour limiter la perte d’altitude en cas de perte de puissance de la turbine libre principale, au lieu de passer en mode « veille >>. Dans ce cas, la vitesse de rotation ω de la turbine liée auxiliaire diminue de la valeur ω4 jusqu’à la valeur ω3.
En alternative, comme représenté en pointillés sur la figure 10, lors du vol croisière Pv4, la turbine liée auxiliaire peut rester en mode « pré puissance d’appoint >> pour limiter la perte d’altitude en cas de perte de puissance de la turbine libre principale, au lieu de passer en mode « veille >>. Dans ce cas, la vitesse de rotation ω de la turbine liée auxiliaire reste constant à la valeur ω4.
La figure 11 représente le séquencement des modes de fonctionnement de la turbine libre principale et de la turbine liée auxiliaire lors d’une perte de la turbine libre principale au décollage, lorsque la turbine liée auxiliaire est placée en mode « puissance d’appoint >>.
La phase de démarrage PV1 est identique à celle de la figure 10.
Au cours de la phase de décollage Pv2, en cas de panne de la turbine libre principale, la puissance P de la turbine libre principale diminue de la valeur P1 à la valeur PO et la vitesse de rotation ω de la turbine libre principale diminue de la valeur ω3 à la valeur ωθ. La turbine liée auxiliaire fournit une puissance à un régime d’urgence pour permettre une descente contrôlée. La puissance P de la turbine liée auxiliaire augmente de la valeur P7 à la valeur P6, et vitesse de rotation ω de la turbine liée auxiliaire reste constante à la valeur ω3.
Au cours de la phase de descente Pv5 et de la phase d’arrêt Pv8, la puissance P de la turbine libre principale reste constante à la valeur PO et la vitesse de rotation ω de la turbine libre principale reste constante à la valeur ωθ, la turbine libre principale étant en panne, La puissance P de la turbine liée auxiliaire reste constante à la valeur P6 et la vitesse de rotation ω de la turbine liée auxiliaire reste constante à la valeur ω3.
Au cours de la phase d’arrêt Pv8, la puissance P de la turbine liée auxiliaire diminue jusqu’à la valeur PO et la vitesse de rotation ω de la turbine liée auxiliaire diminue jusqu’à la valeur ωθ.
Sur la figure 10, les puissances sont définies telles que : P3 > P6 > P7 > P4.

Claims (11)

1. Architecture de système propulsif d’un hélicoptère bimoteurs, comprenant :
- une boite de transmission principale (40),
- un système de propulsion principal (20) comportant un générateur de gaz (22) muni d’une chambre de combustion (24) et alimentant une turbine libre principale (26) définissant des puissances maximale continue et maximale au décollage, et
- un système de propulsion auxiliaire (50) comportant un générateur de gaz (52) muni d’une chambre de combustion (54) et alimentant une turbine liée auxiliaire (56) définissant des puissances maximale auxiliaire et maximale auxiliaire continue, caractérisée en ce que la turbine libre principale (26) et la turbine liée auxiliaire (56) sont reliées à la boite de transmission principale (40).
2. Architecture selon la revendication précédente, dans laquelle la turbine libre principale (26) et la turbine liée auxiliaire (56) sont configurées pour fonctionner ensemble pendant une phase de décollage ou d’atterrissage de l’hélicoptère.
3. Architecture selon l’une des revendications précédentes, dans laquelle la puissance maximale auxiliaire continue de la turbine liée auxiliaire (56) est sensiblement égale au tiers de la puissance maximale continue de la turbine libre principale (26), et la puissance maximale auxiliaire de la turbine liée auxiliaire (56) est sensiblement égale au tiers de la puissance maximale au décollage de la turbine libre principale (26).
4. Architecture selon l’une des revendications précédentes, dans laquelle, pendant une phase de vol croisière, la turbine liée auxiliaire (56) est configurée pour être en mode de veille à puissance nulle et chambre de combustion (54) éteinte, et pour passer en mode d’accélération du générateur de gaz (52) du système de propulsion auxiliaire (50) en vue d’une réactivation en urgence de la turbine liée auxiliaire (56).
5. Architecture selon l’une des revendications précédentes, dans laquelle, pendant un mode de veille à puissance nulle et chambre de combustion (54) éteinte de la turbine liée auxiliaire (56), la turbine liée auxiliaire (56) est configurée pour être entraînée en rotation par la boite de transmission principale (40) ou son démarreur.
6. Architecture selon l’une des revendications précédentes, dans laquelle le système de propulsion auxiliaire (50) comporte un démarreur-générateur de la turbine liée auxiliaire (56), le démarreur-générateur de la turbine liée auxiliaire étant une machine électrique réversible.
7. Architecture selon l’une des revendications précédentes, dans laquelle la turbine libre principale (26) et la turbine liée auxiliaire (56) sont équipées d’un système de traitement acoustique ou d’un système de traitement des gaz d’échappement.
8. Architecture selon l’une des revendications précédentes, dans laquelle le système de propulsion auxiliaire (50), en particulier la turbine liée auxiliaire (56), est relié à la boite de transmission principale (40) au moyen d’une boite de transmission auxiliaire (64), la boite de transmission auxiliaire (64) comportant :
- un arbre de transmission équipé d’une roue libre, et/ou
- un ensemble d’engrenages de réduction de vitesse à rapport de réduction fixe, par exemple du type boite de vitesse, et/ou
- un ensemble d’engrenages de réduction de vitesse à rapport de réduction variable, par exemple une transmission à variation continue, et/ou
- un système de découplage piloté du type embrayage sec ou humide, et/ou
- un système de découplage du type coupleur/convertisseur hydro-cinétique.
9. Procédé d’utilisation d’une architecture de système propulsif d’un hélicoptère bimoteurs selon l’une des revendications précédentes, le procédé comprenant les étapes consistant en :
- l’utilisation de la turbine libre principale (26) en système de propulsion principal (20), et
- l’utilisation de la turbine liée auxiliaire (56) en système de propulsion auxiliaire (50), la turbine liée auxiliaire (56) étant apte à être utilisée à un régime de puissance maximal en cas de panne de la turbine libre principale (26).
10. Procédé selon la revendication précédente, dans lequel, pendant une phase de décollage de l’hélicoptère, la vitesse de rotation d’un rotor de la turbine liée auxiliaire (56) est sensiblement égale à 95 % de la vitesse de rotation du rotor de l’hélicoptère, roue libre non engagée.
11. Procédé selon l’une des revendications 9 ou 10, comprenant une étape consistant en, pendant un mode de veille à puissance nulle et chambre de combustion (54) éteinte de la turbine liée auxiliaire (56), l’entrainement en rotation de la turbine liée auxiliaire (56) par la boite de transmission principale (40) avec une vitesse de rotation inférieure à la vitesse de 5 rotation nominale de la turbine liée auxiliaire (56).
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