FR3080607A1 - Systeme de propulsion hybride pour un aeronef - Google Patents

Systeme de propulsion hybride pour un aeronef Download PDF

Info

Publication number
FR3080607A1
FR3080607A1 FR1853679A FR1853679A FR3080607A1 FR 3080607 A1 FR3080607 A1 FR 3080607A1 FR 1853679 A FR1853679 A FR 1853679A FR 1853679 A FR1853679 A FR 1853679A FR 3080607 A1 FR3080607 A1 FR 3080607A1
Authority
FR
France
Prior art keywords
aircraft
propulsion system
hybrid propulsion
circuit
electric
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
FR1853679A
Other languages
English (en)
Other versions
FR3080607B1 (fr
Inventor
Gaetan Chesneau
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Safran SA
Original Assignee
Safran SA
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Safran SA filed Critical Safran SA
Priority to FR1853679A priority Critical patent/FR3080607B1/fr
Publication of FR3080607A1 publication Critical patent/FR3080607A1/fr
Application granted granted Critical
Publication of FR3080607B1 publication Critical patent/FR3080607B1/fr
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/02—Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/24—Aircraft characterised by the type or position of power plants using steam or spring force
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D15/00—De-icing or preventing icing on exterior surfaces of aircraft
    • B64D15/12—De-icing or preventing icing on exterior surfaces of aircraft by electric heating
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/02—Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/026—Aircraft characterised by the type or position of power plants comprising different types of power plants, e.g. combination of a piston engine and a gas-turbine
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D41/00—Power installations for auxiliary purposes
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01K—STEAM ENGINE PLANTS; STEAM ACCUMULATORS; ENGINE PLANTS NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; ENGINES USING SPECIAL WORKING FLUIDS OR CYCLES
    • F01K15/00—Adaptations of plants for special use
    • F01K15/02—Adaptations of plants for special use for driving vehicles, e.g. locomotives
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01K—STEAM ENGINE PLANTS; STEAM ACCUMULATORS; ENGINE PLANTS NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; ENGINES USING SPECIAL WORKING FLUIDS OR CYCLES
    • F01K23/00—Plants characterised by more than one engine delivering power external to the plant, the engines being driven by different fluids
    • F01K23/02—Plants characterised by more than one engine delivering power external to the plant, the engines being driven by different fluids the engine cycles being thermally coupled
    • F01K23/06—Plants characterised by more than one engine delivering power external to the plant, the engines being driven by different fluids the engine cycles being thermally coupled combustion heat from one cycle heating the fluid in another cycle
    • F01K23/065—Plants characterised by more than one engine delivering power external to the plant, the engines being driven by different fluids the engine cycles being thermally coupled combustion heat from one cycle heating the fluid in another cycle the combustion taking place in an internal combustion piston engine, e.g. a diesel engine
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01K—STEAM ENGINE PLANTS; STEAM ACCUMULATORS; ENGINE PLANTS NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; ENGINES USING SPECIAL WORKING FLUIDS OR CYCLES
    • F01K23/00—Plants characterised by more than one engine delivering power external to the plant, the engines being driven by different fluids
    • F01K23/02—Plants characterised by more than one engine delivering power external to the plant, the engines being driven by different fluids the engine cycles being thermally coupled
    • F01K23/06—Plants characterised by more than one engine delivering power external to the plant, the engines being driven by different fluids the engine cycles being thermally coupled combustion heat from one cycle heating the fluid in another cycle
    • F01K23/10—Plants characterised by more than one engine delivering power external to the plant, the engines being driven by different fluids the engine cycles being thermally coupled combustion heat from one cycle heating the fluid in another cycle with exhaust fluid of one cycle heating the fluid in another cycle
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01K—STEAM ENGINE PLANTS; STEAM ACCUMULATORS; ENGINE PLANTS NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; ENGINES USING SPECIAL WORKING FLUIDS OR CYCLES
    • F01K23/00—Plants characterised by more than one engine delivering power external to the plant, the engines being driven by different fluids
    • F01K23/12—Plants characterised by more than one engine delivering power external to the plant, the engines being driven by different fluids the engines being mechanically coupled
    • F01K23/14—Plants characterised by more than one engine delivering power external to the plant, the engines being driven by different fluids the engines being mechanically coupled including at least one combustion engine
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01K—STEAM ENGINE PLANTS; STEAM ACCUMULATORS; ENGINE PLANTS NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; ENGINES USING SPECIAL WORKING FLUIDS OR CYCLES
    • F01K23/00—Plants characterised by more than one engine delivering power external to the plant, the engines being driven by different fluids
    • F01K23/18—Plants characterised by more than one engine delivering power external to the plant, the engines being driven by different fluids characterised by adaptation for specific use
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01K—STEAM ENGINE PLANTS; STEAM ACCUMULATORS; ENGINE PLANTS NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; ENGINES USING SPECIAL WORKING FLUIDS OR CYCLES
    • F01K25/00—Plants or engines characterised by use of special working fluids, not otherwise provided for; Plants operating in closed cycles and not otherwise provided for
    • F01K25/08—Plants or engines characterised by use of special working fluids, not otherwise provided for; Plants operating in closed cycles and not otherwise provided for using special vapours
    • F01K25/10—Plants or engines characterised by use of special working fluids, not otherwise provided for; Plants operating in closed cycles and not otherwise provided for using special vapours the vapours being cold, e.g. ammonia, carbon dioxide, ether
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Hybrid Electric Vehicles (AREA)
  • Arrangement Of Transmissions (AREA)

Abstract

Système de propulsion hybride pour un aéronef comportant un moteur à combustion interne (1) et un circuit de puissance électrique dédié, reliés en parallèle à un système de transmission (5) pour entrainer une hélice en rotation (7), caractérisé en ce qu'il comporte en outre un circuit électrique (14) de dégivrage intégré sur les bords d'attaque des ailes, le circuit électrique de dégivrage étant relié au circuit de puissance électrique dédié.

Description

SYSTEME DE PROPULSION HYBRIDE POUR UN AERONEF DESCRIPTION
DOMAINE TECHNIQUE
La présente invention concerne la propulsion d'aéronef, et plus particulièrement la propulsion hybride d'un aéronef.
ÉTAT DE LA TECHNIQUE ANTÉRIEURE
La propulsion hybride d'un aéronef permet d'augmenter la puissance de l'aéronef par rapport à une propulsion purement thermique.
Par exemple, EP 2 144 811 divulgue une telle architecture de propulsion hybride. Cette architecture comporte un moteur à combustion interne, dont la puissance motrice entraîne une hélice. Le moteur à combustion interne coopère avec une machine électrique connectée à un stockeur d'energie électrique via un réseau électrique dédié. La machine électrique peut être utilisée, dans un premier mode de fonctionnement, comme moteur électrique et, dans un second mode de fonctionnement, comme générateur électrique.
EP 2 962 885 divulgue une architecture de propulsion hybride parallèle qui permet un vol purement électrique dans lequel l'hélice de l'aéronef est entraînée en rotation par le moteur électrique tandis que le moteur à combustion interne est arrêté et découplé de l'hélice par l'ouverture d'un système d'embrayage.
Il existe néanmoins d'autres possibilités d'exploiter la puissance électrique disponible dans la chaîne électrique du système de propulsion hybride, en particulier pour permettre le vol de l'aéronef en conditions givrantes.
EXPOSÉ DE L'INVENTION
L'invention vise à résoudre les problèmes de la technique antérieure en fournissant un système de propulsion hybride pour un aéronef comportant un moteur à combustion interne et un circuit de puissance électrique dédié, reliés en parallèle à un système de transmission pour entraîner une hélice en rotation, caractérisé en ce qu'il comporte en outre un circuit électrique de dégivrage intégré sur les bords d'attaque des ailes, le circuit électrique de dégivrage étant relié au circuit de puissance électrique dédié.
Ce mode de réalisation offre des capacités de vol en conditions givrantes. En effet, lorsque la puissance électrique disponible dans la chaîne électrique du système de propulsion hybride dépasse celle requise pour la propulsion de l'aéronef, elle peut être utilisée pour alimenter, de façon privilégiée, le circuit électrique de dégivrage intégré sur les bords d'attaque des ailes, en cas de conditions givrantes. Cela peut être le cas au sol et en vol, en particulier en phase de croisière, de descente et d'atterrissage de l'aéronef. Cela permet notamment de garantir la capacité de l'aéronef à pouvoir se poser dans de bonnes conditions de sécurité.
Selon une caractéristique préférée, le système de propulsion hybride pour un aéronef comporte en outre un système de récupération d'énergie thermique à partir du moteur à combustion interne pour alimenter électriquement le circuit de puissance électrique dédié.
Selon une caractéristique préférée, le système de récupération d'énergie thermique est une machine à cycle organique de Rankine.
Ce mode de réalisation permet de récupérer de l'énergie thermique contenue dans les gaz d'échappement du moteur thermique, de la convertir en énergie électrique et de la mettre à disposition sur le circuit électrique dédié, lorsque le moteur thermique est allumé (tournant et injectant) et qu'il génère un produit de combustion (les gaz d'échappement).
Ainsi, en conditions givrantes, ce mode de réalisation permet de répondre au besoin supplémentaire de dégivrage, sans réclamer plus de puissance à la batterie qui peut alors être dimensionnée en énergie juste pour assurer le « boost » électrique au décollage et en montée.
Selon une caractéristique préférée, l'aéronef comportant un circuit électrique conventionnel pour alimenter des équipements électriques embarqués, le système de propulsion hybride comporte en outre un convertisseur relié au circuit de puissance électrique dédié et apte à alimenter les équipements électriques embarqués.
L'utilisation d'un convertisseur relié au circuit de puissance électrique dédié permet de fournir à l'aéronef une source d'alimentation électrique alternative pour les équipements électriques, voire même de supprimer une batterie de secours du circuit d'alimentation électrique conventionnel. Le poids d'un convertisseur est faible par rapport à celui d'une batterie de secours, ce mode de réalisation permet donc un allègement de l'aéronef.
Selon une caractéristique préférée, le circuit de puissance électrique dédié comporte une batterie rechargeable par branchement sur un réseau d'alimentation électrique externe à l'aéronef.
Ce mode de réalisation permet d'augmenter le rayon d'action de l'aéronef.
Selon une caractéristique préférée, le convertisseur est réversible et la recharge de la batterie est effectuée via le convertisseur.
Selon une caractéristique préférée, le système de propulsion hybride pour un aéronef comporte en outre une roue libre de découplage entre le moteur à combustion interne et le système de transmission.
Le découplage du moteur à combustion interne et de l'hélice étant réalisé par une roue libre, est de type passif. Il n'y a pas de fonction de pilotage complexe et source de panne pour réaliser ce découplage. La roue libre est également un dispositif léger, par exemple par rapport à un embrayage. Elle offre une capacité de vol électrique efficace qui a pour effet d'améliorer la distance de point de posé et de décharger l'activité du pilote qui n'a alors pas d'embrayage à gérer en cas de panne du moteur à combustion interne.
Ce mode de réalisation permet d'augmenter le rayon d'action de l'aéronef.
L'invention concerne aussi un aéronef équipé d'un système de propulsion hybride, tel que précédemment présenté.
L'aéronef équipé du système de propulsion hybride présente des avantages analogues à ceux précédemment présentés.
BRÈVE DESCRIPTION DES DESSINS
D'autres caractéristiques et avantages apparaîtront à la lecture de la description suivante d'un mode de réalisation préféré, donné à titre d'exemple non limitatif, décrit en référence aux figures dans lesquelles :
La figure 1 représente un système de propulsion hybride pour un aéronef, selon un premier mode de réalisation de l'invention,
La figure 2 représente un système de propulsion hybride pour un aéronef, selon un deuxième mode de réalisation de l'invention,
La figure 3 représente un système de propulsion hybride pour un aéronef, selon un troisième mode de réalisation de l'invention,
La figure 4 représente un système de propulsion hybride pour un aéronef, selon un quatrième mode de réalisation de l'invention,
La figure 5 représente un système de propulsion hybride pour un aéronef, selon un cinquième mode de réalisation de l'invention,
Les figures 6a à 6f représentent des modes de fonctionnement système de propulsion hybride selon un mode de réalisation de l'invention,
Les figures 7a et 7b représentent des exemples de missions de vol du de l'aéronef équipé d'un système de propulsion hybride pour un aéronef, selon un mode de réalisation de l'invention,
EXPOSÉ DÉTAILLÉ DE MODES DE RÉALISATION PARTICULIERS
Selon un premier mode de réalisation préféré, représenté de manière schématique à la figure 1, un système de propulsion hybride pour un aéronef comporte un moteur à combustion interne 1 qui est alimenté en carburant provenant d'un réservoir de carburant 2. Dans l'exemple représenté, le moteur est un moteur à piston, mais d'autres types de moteur sont envisageables dans le cadre de l'invention.
Seuls les éléments utiles à la compréhension de l'invention sont décrits et représentés.
Selon une variante, un réservoir additionnel de carburant 3 est en outre prévu et est relié au réservoir 2.
Le moteur 1 entraîne un premier arbre de transmission 4 relié à un réducteur mécanique 5.
Le réducteur mécanique 5 est d'autre part relié à une hélice 7.
Le système de propulsion hybride comporte un circuit de puissance électrique dédié comportant un générateur/moteur électrique 10 électriquement relié à une batterie 11. Le générateur/moteur électrique 10 est également relié à un second arbre de transmission 12 lui-même relié au réducteur mécanique 5.
La chaîne électrique du système de propulsion est ainsi en parallèle de la chaîne thermique du système de propulsion.
Le système de propulsion hybride comporte en outre un circuit électrique 14 de dégivrage des bords d'attaque des ailes. Le circuit électrique de dégivrage est relié en sortie du générateur/moteur électrique 10 et en sortie de la batterie 11. Le circuit électrique de dégivrage comporte des tapis chauffants intégrés sur les bords d'attaque des ailes.
Le système de propulsion hybride permet ainsi à l'aéronef de voler en conditions givrantes.
Le système de propulsion hybride comporte aussi un organe de couplage 20, par exemple une courroie, pour coupler le premier arbre de transmission 4 avec un troisième arbre de transmission 21.
Le troisième arbre de transmission 21 est relié à un circuit d'alimentation électrique conventionnel des différents systèmes de bord de l'aéronef. Le circuit d'alimentation électrique conventionnel comporte un générateur 22 auquel est relié le troisième arbre de transmission 21. Le générateur 22 délivre par exemple un courant continu en sortie du circuit d'alimentation électrique conventionnel vers un circuit de distribution électrique conventionnel, non représenté, qui est relié aux différents systèmes de bord de l'aéronef.
Le circuit d'alimentation électrique conventionnel comporte également une batterie de secours 23 qui est reliée en sortie du circuit d'alimentation électrique conventionnel pour délivrer elle aussi par exemple un courant continu.
Le fonctionnement du système de propulsion hybride est le suivant. Lorsque le moteur à combustion interne 1 fonctionne, l'hélice 7 est entraînée en rotation par le moteur 1. Lorsque le moteur 1 est à l'arrêt, il n'entraîne plus en rotation l'hélice 7.
De même, lorsque le générateur/moteur électrique 10 fonctionne en tant que moteur, il entraîne en rotation l'hélice 7. Ce cas peut être simultané ou non avec le fonctionnement du moteur 1. Lorsque le générateur/moteur électrique 10 ne fonctionne plus en tant que moteur, mais en tant que générateur électrique, la rotation de l'hélice 7 entraîne le générateur qui recharge la batterie 11.
En cas de conditions givrantes, le circuit électrique 14 de dégivrage des bords d'attaque des ailes est alimenté soit par le générateur/moteur électrique 10 fonctionnant en tant que générateur électrique ou par la batterie 11.
La figure 2 représente de manière schématique un deuxième mode de réalisation de l'invention, qui comporte tous les éléments du premier mode de réalisation de l'invention. Pour faciliter la compréhension, ces éléments reçoivent les mêmes références numériques qu'à la figure 1.
Le deuxième mode de réalisation comporte en outre un circuit thermodynamique 16 relié au moteur à combustion interne 1 pour récupérer de l'énergie thermique contenue dans les gaz d'échappement du moteur thermique et la convertir en énergie électrique pour l'injecter dans le circuit de puissance électrique dédié. Le circuit thermodynamique 16 est relié électriquement au générateur/moteur électrique 10, à la batterie 11 et au circuit électrique 14 de dégivrage.
Le circuit thermodynamique 16 comporte un module ORC d'après l'anglais « Organic Rankine Cycle ». Il s'agit d'une machine à cycle organique de Rankine.
La figure 3 représente de manière schématique un troisième mode de réalisation de l'invention, qui comporte tous les éléments du deuxième mode de réalisation de l'invention. Pour faciliter la compréhension, ces éléments reçoivent les mêmes références numériques qu'aux figures 1 et 2.
Le troisième mode de réalisation comporte en outre un convertisseur de tension 13 relié au circuit de puissance électrique dédié. Plus précisément, le convertisseur 13 est relié en sortie du générateur/moteur électrique 10 et en sortie de la batterie 11. Une sortie du convertisseur 13 est reliée au circuit de distribution électrique conventionnel destiné à alimenter les différents systèmes de bord de l'aéronef.
Le convertisseur 13 est un convertisseur continu/continu, qui délivre en sortie un courant continu apte à alimenter le circuit de distribution électrique conventionnel.
Ainsi, la batterie de secours 23 peut être de capacité plus réduite, voire même supprimée, par rapport au premier mode de réalisation. Le poids du convertisseur 13 est inférieur à celui de la batterie de secours 23, ce mode de réalisation permet donc un allègement de l'aéronef.
A la figure 3, ce mode de réalisation intègre le circuit thermodynamique 16 du deuxième mode de réalisation. Il est à noter cependant que ce mode de réalisation peut également ne pas intégrer le circuit thermodynamique 16.
La figure 4 représente de manière schématique un quatrième mode de réalisation de l'invention, qui comporte tous les éléments du troisième mode de réalisation de l'invention. Pour faciliter la compréhension, ces éléments reçoivent les mêmes références numériques qu'aux figures précédentes.
Le quatrième mode de réalisation comporte en outre un système 15 relié au circuit de puissance électrique dédié, pour recharger la batterie 11 par branchement via une prise de parc sur un réseau d'alimentation électrique externe à l'aéronef, lorsque celui-ci est au sol.
Ce mode de réalisation permet d'augmenter le rayon d'action de l'aéronef en maximisant la valorisation de l'energie électrique contenu dans la batterie 11 durant un vol purement électrique ou hybride. Ces modes de fonctionnement sont décrits dans la suite.
Selon une variante, le convertisseur 13 est de type réversible et la prise de parc est reliée au convertisseur 13. Quand la connexion de la prise de parc au réseau d'alimentation électrique externe est détectée et qu'une charge de la batterie 11 est requise, alors la charge est effectuée depuis la prise de parc vers la batterie 11 via le convertisseur 13. De même, la prise de parc peut aussi être reliée à la batterie de secours 23. Quand la connexion de la prise de parc au réseau d'alimentation électrique externe est détectée et qu'une charge de la batterie de secours 23 est requise, alors la charge est effectuée depuis la prise de parc vers la batterie de secours 23.
A la figure 4, ce mode de réalisation intègre le circuit thermodynamique 16 du deuxième mode de réalisation et le convertisseur 13 du troisième mode de réalisation. Il est à noter cependant que ce mode de réalisation peut également ne pas intégrer ces deux éléments, ou intégrer seulement l'un des deux.
La figure 5 représente de manière schématique un cinquième mode de réalisation de l'invention, qui comporte tous les éléments du troisième mode de réalisation de l'invention. Pour faciliter la compréhension, ces éléments reçoivent les mêmes références numériques qu'aux figures précédentes.
Le cinquième mode de réalisation comporte en outre une roue libre 6 située entre le premier arbre de transmission 4 et le réducteur mécanique 5 pour réaliser la liaison entre ces deux éléments.
L'architecture hybride parallèle permet ainsi un vol purement électrique plus efficace. Le vol purement électrique correspond au cas où l'hélice est entraînée en rotation par le moteur électrique 10 mais est découplée du moteur à combustion interne qui est à l'arrêt. Le vol purement électrique permet par exemple d'aider le pilote à atterrir en sécurité en cas de panne du moteur à combustion interne.
Le découplage du moteur à combustion interne et de l'hélice étant réalisé par une roue libre, est de type passif. Il n'y a pas de fonction de pilotage complexe et source de panne pour réaliser ce découplage. La roue libre est également un dispositif léger, par exemple par rapport à un embrayage. Elle offre une capacité de vol électrique efficace qui a pour effet d'améliorer la distance de point de posé et de décharger l'activité du pilote qui n'a alors pas d'embrayage à gérer en cas de panne du moteur à combustion interne.
A la figure 5, ce mode de réalisation intègre les éléments des deuxième et troisième modes de réalisation. Il est à noter cependant que ce mode de réalisation peut également ne pas intégrer ces éléments, ou en intégrer seulement une partie. Il peut aussi intégrer les éléments du quatrième mode de réalisation.
Les figures 6a à 6f représentent des modes de fonctionnement possibles du système de propulsion hybride selon la présente invention. Le troisième mode de réalisation a plus particulièrement été représenté dans ces figures, mais les modes de fonctionnement sont transposables à tous les modes de réalisation précédemment décrits.
A la figure 6a, un mode d'augmentation de puissance comporte le fonctionnement simultané d'une part de la chaîne thermique du système de propulsion pour entraîner en rotation l'hélice et alimenter le générateur 22 et d'autre part de la chaîne électrique du système de propulsion pour entraîner en rotation l'hélice. Le générateur/moteur électrique 10 fonctionne ici en moteur et est alimenté par la batterie 11 et/ou le circuit thermodynamique 16. La puissance fournie pour entraîner l'hélice est ainsi augmentée, ce qui peut être utile lors des phases de décollage ou de montée de l'aéronef.
La batterie 11 et/ou le circuit thermodynamique 16 peuvent également alimenter le circuit électrique de dégivrage 14.
A la figure 6b, un mode de recharge électrique comporte le fonctionnement simultané d'une part de la chaîne thermique du système de propulsion pour entraîner en rotation l'hélice et alimenter le générateur 22 et d'autre part de la chaîne électrique du système de propulsion pour recharger la batterie 11. Plus précisément, le circuit thermodynamique 16 recharge la batterie 11.
Le circuit thermodynamique 16 peut également alimenter le circuit électrique de dégivrage 14 et le convertisseur 13, si besoin.
Il est à noter que dans ce mode de fonctionnement, Le générateur/moteur électrique 10 ne délivre aucun courant, pour minimiser les pertes dans la chaîne du système propulsif.
Le mode de recharge électrique peut être utilisé en phase de croisière de l'aéronef.
A la figure 6c, un mode de maintien comporte le fonctionnement simultané d'une part de la chaîne thermique du système de propulsion pour entraîner en rotation l'hélice et alimenter le générateur 22 et d'autre part de la chaîne électrique du système de propulsion pour alimenter le convertisseur 13 et le circuit électrique de dégivrage 14 si besoin.
Le circuit thermodynamique 16 recharge la batterie 11 et alimente le circuit électrique de dégivrage 14 et le convertisseur 13, si besoin.
Comme dans le mode de fonctionnement précédent, Le générateur/moteur électrique 10 ne délivre aucun courant, pour minimiser les pertes dans la chaîne du système propulsif.
Le mode de maintien peut être utilisé lorsque la batterie 11 est complètement chargée, par exemple en phase de croisière ou en phase de descente ou encore d'atterrissage de l'aéronef.
A la figure 6d, un mode planeur comporte l'arrêt simultané d'une part de la chaîne thermique du système de propulsion et d'autre part du générateur/moteur électrique 10. Le circuit thermodynamique 16 ne délivre aucune énergie puisque le moteur à combustion interne est à l'arrêt. Seule la batterie 11 alimente le convertisseur 13 pour alimenter électriquement les systèmes embarqués de l'aéronef. La batterie 11 peut également alimenter le circuit électrique de dégivrage 14 si besoin.
A la figure 6e, un mode de redémarrage du moteur à combustion interne comporte le fonctionnement de la chaîne électrique du système de propulsion pour entraîner en rotation l'hélice. Le générateur/moteur électrique 10 fonctionne ici en moteur et est alimenté par la batterie 11. La batterie 11 alimente également le convertisseur 13 et le circuit électrique de dégivrage 14 si besoin.
Dans ce mode, le moteur à combustion interne est en phase de démarrage, par le biais d'un démarreur dédié non représenté.
A la figure 6f, un mode purement électrique comporte l'arrêt du moteur à combustion interne et le fonctionnement de la chaîne électrique du système de propulsion pour entraîner l'hélice en rotation.
La batterie 11 alimente le générateur/moteur électrique 10 et peut alimenter le convertisseur 13 et le circuit électrique de dégivrage 14 si besoin.
Le mode purement électrique permet d'augmenter le rayon d'action en cas d'utilisation nominale (hors panne moteur) ou d'améliorer la distance d'un point de posé en cas de panne moteur.
Les figures 7a et 7b représentent deux exemples de missions de vol de l'aéronef dans lesquelles les différents modes de fonctionnement du système de propulsion hybride précédemment présentés sont utilisés. Les figures 7a et 7b représentent des phases successives de décollage 100, montée 200, croisière 300, descente 400 et atterrissage 500 de l'aéronef, en fonction du temps. La phase de croisière correspond à une altitude de croisière souhaitée ALT.
La figure 7a représente une mission de vol de l'aéronef sans défaillance du moteur à combustion interne.
En phases de décollage 100 et de montée 200 de l'aéronef, le mode d'augmentation de puissance est utilisé.
Au début de la phase de croisière 300 de l'aéronef, quand l'aéronef atteint l'altitude souhaitée ALT, le mode de recharge électrique est utilisé. Lorsque la recharge de la batterie 11 est terminée, le mode de maintien est utilisé. Le mode de maintien est utilisé en phases de croisière 300 , de descente 400 et d'atterrissage 500 de l'aéronef.
En variante, le mode purement électrique est utilisé en phases de descente 400 et d'atterrissage 500 de l'aéronef. Il peut aussi être utilisé en phase de roulage, ou taxiage, de l'aéronef.
La figure 7b représente une mission de vol de l'aéronef avec différents cas de défaillance du moteur à combustion interne.
Une défaillance du moteur à combustion interne peut survenir pendant la phase de montée ou la phase de croisière de l'aéronef.
Quelle que soit la phase de vol de l'aéronef, si une défaillance du moteur à combustion interne survient, le système de propulsion hybride passe en mode 5 purement électrique. L'aéronef entame alors une phase de descente puis d'atterrissage.
Les différentes possibilités (variantes et modes de réalisation) doivent être comprises comme n'étant pas exclusives les unes des autres et peuvent être combinées.

Claims (9)

1. Système de propulsion hybride pour un aéronef comportant un moteur à combustion interne (1) et un circuit de puissance électrique dédié, reliés en parallèle à un système de transmission (5) pour entraîner une hélice en rotation (7), caractérisé en ce qu'il comporte en outre un circuit électrique (14) de dégivrage intégré sur les bords d'attaque des ailes, le circuit électrique de dégivrage étant relié au circuit de puissance électrique dédié.
2. Système de propulsion hybride pour un aéronef selon la revendication 1, caractérisé en ce qu'il comporte en outre un système (16) de récupération d'énergie thermique à partir du moteur à combustion interne pour alimenter électriquement le circuit de puissance électrique dédié.
3. Système de propulsion hybride pour un aéronef selon la revendication 2, caractérisé en ce que le système (16) de récupération d'énergie thermique est une machine à cycle organique de Rankine.
4. Système de propulsion hybride pour un aéronef selon l'une quelconque des revendications 1 à 3, l'aéronef comportant un circuit électrique conventionnel pour alimenter des équipements électriques embarqués, caractérisé en ce qu'il comporte en outre un convertisseur (13) relié au circuit de puissance électrique dédié et apte à alimenter les équipements électriques embarqués.
5. Système de propulsion hybride pour un aéronef selon l'une quelconque des revendications 1 à 4, caractérisé en ce que le circuit de puissance électrique dédié comporte une batterie (11) rechargeable par branchement sur un réseau d'alimentation électrique externe à l'aéronef.
6. Système de propulsion hybride pour un aéronef selon les revendications 4 et 5, caractérisé en ce que le convertisseur (13) est réversible et en ce que la recharge de la batterie est effectuée via le convertisseur.
7. Système de propulsion hybride pour un aéronef selon l'une quelconque des revendications 1 à 6, caractérisé en ce qu'il comporte en outre une roue libre de découplage (6) entre le moteur à combustion interne et le système de transmission.
8. Système de propulsion hybride pour un aéronef selon l'une quelconque des revendications 1 à 7, caractérisé en ce qu'il comporte en outre un réservoir additionnel (3) de carburant pour alimenter le moteur à combustion interne.
9. Aéronef équipé d'un système de propulsion hybride, selon l'une quelconque des revendications 1 à 8.
FR1853679A 2018-04-26 2018-04-26 Systeme de propulsion hybride pour un aeronef Active FR3080607B1 (fr)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1853679A FR3080607B1 (fr) 2018-04-26 2018-04-26 Systeme de propulsion hybride pour un aeronef

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1853679A FR3080607B1 (fr) 2018-04-26 2018-04-26 Systeme de propulsion hybride pour un aeronef
FR1853679 2018-04-26

Publications (2)

Publication Number Publication Date
FR3080607A1 true FR3080607A1 (fr) 2019-11-01
FR3080607B1 FR3080607B1 (fr) 2020-10-02

Family

ID=62597762

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
FR1853679A Active FR3080607B1 (fr) 2018-04-26 2018-04-26 Systeme de propulsion hybride pour un aeronef

Country Status (1)

Country Link
FR (1) FR3080607B1 (fr)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2022152998A1 (fr) 2021-01-15 2022-07-21 Safran Turbomachine hybride a double flux pour aeronef, comprenant un generateur/moteur refroidi par caloducs

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20070267540A1 (en) * 2002-10-22 2007-11-22 Atkey Warren A Electric-based secondary power system architectures for aircraft
EP2404775A2 (fr) * 2010-07-08 2012-01-11 Eurocopter Architecture électrique pour aéronef à voiture tournante à motorisation hybride
US20140290208A1 (en) * 2011-08-03 2014-10-02 Bruno Rechain Aircraft propulsion architecture integrating an energy recovery system
EP3228545A1 (fr) * 2016-04-08 2017-10-11 Hamilton Sundstrand Corporation Aéronef électrique hybride ayant un système de récupération de chaleur à cycle de rankine
EP3235723A1 (fr) * 2016-04-22 2017-10-25 Rolls-Royce plc Réseau électrique d'aéronef

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20070267540A1 (en) * 2002-10-22 2007-11-22 Atkey Warren A Electric-based secondary power system architectures for aircraft
EP2404775A2 (fr) * 2010-07-08 2012-01-11 Eurocopter Architecture électrique pour aéronef à voiture tournante à motorisation hybride
US20140290208A1 (en) * 2011-08-03 2014-10-02 Bruno Rechain Aircraft propulsion architecture integrating an energy recovery system
EP3228545A1 (fr) * 2016-04-08 2017-10-11 Hamilton Sundstrand Corporation Aéronef électrique hybride ayant un système de récupération de chaleur à cycle de rankine
EP3235723A1 (fr) * 2016-04-22 2017-10-25 Rolls-Royce plc Réseau électrique d'aéronef

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2022152998A1 (fr) 2021-01-15 2022-07-21 Safran Turbomachine hybride a double flux pour aeronef, comprenant un generateur/moteur refroidi par caloducs
FR3118906A1 (fr) 2021-01-15 2022-07-22 Safran Turbomachine hybride a double flux pour aeronef, comprenant un generateur/moteur refroidi par caloducs

Also Published As

Publication number Publication date
FR3080607B1 (fr) 2020-10-02

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CA2943486C (fr) Dispositif d'assistance pour une turbomachine a turbine libre d'un aeronef comprenant au moins deux turbomachines a turbine libre
EP3177817B1 (fr) Aéronef
EP2867122B1 (fr) Procédé et configuration d'apport d'énergie propulsive et/ou non propulsive dans une architecture d'hélicoptère par un moteur auxiliaire de puissance
CA2943474C (fr) Procede et systeme de reactivation rapide de turbomachine
WO2021099720A1 (fr) Architecture électrique pour un aéronef à propulsion hybride thermique/électrique et aéronef bimoteurs comprenant une telle architecture
CA3197202A1 (fr) Turbomachine a turbine libre comprenant des machines electriques assistant un generateur de gaz et une turbine libre
CA2922989C (fr) Systeme et procede de demarrage d'urgence d'une turbomachine d'aeronef
FR3049583A1 (fr) Unite d'alimentation en air sous pression pour aeronef
FR3080607A1 (fr) Systeme de propulsion hybride pour un aeronef
FR3078057A1 (fr) Architecture de systeme propulsif d'un helicoptere bimoteurs
EP3861614B1 (fr) Architecture électrique pour propulsion hybride
FR3080608A1 (fr) Systeme de propulsion hybride pour un aeronef
WO2018055287A1 (fr) Unité d'alimentation en air sous pression pour aéronef
EP3043445B1 (fr) Giravion doté d'un équipement électrique régulant l'alimentation en énergie électrique d'un turbomoteur en phase de démarrage
FR3133175A1 (fr) Ensemble propulsif amélioré pour aéronef hybridé multi moteurs
FR3131573A1 (fr) Système propulsif hybride pour aéronef
FR3133592A1 (fr) Turbomachine améliorée pour aéronef hybridé

Legal Events

Date Code Title Description
PLFP Fee payment

Year of fee payment: 2

PLSC Publication of the preliminary search report

Effective date: 20191101

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 3

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 4

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 5

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 6

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 7