FR3109407A1 - Système de génération de puissance électrique pour aéronef - Google Patents

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Stéphane Petibon
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Nicolas Claude PARMENTIER
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Abstract

Système de génération de puissance électrique pour aéronef Système de génération de puissance électrique (10) pour aéronef comportant : une turbine à gaz (14) ayant un arbre haute pression et délivrant un flux de gaz pour actionner une turbine libre (22), une première machine électrique (12) couplée à la turbine à gaz et délivrant une première tension alternative à un réseau de distribution électrique (36), la turbine libre étant montée sur un arbre d’entrainement (24) concentrique à l’arbre haute pression de la turbine à gaz, une seconde machine électrique (42) couplée à l’arbre haute pression et délivrant une seconde tension alternative au réseau de distribution électrique, le réseau de distribution électrique (36, 38, 44, 52) étant destiné à alimenter des charges propulsives (46) et des charges non propulsives (48) de l’aéronef et recevant une tension continue d’une batterie (50), et un frein mécanique (34) monté sur ledit arbre d’entrainement. Figure 1

Description

Système de génération de puissance électrique pour aéronef
L'invention concerne le domaine de l’électrification de la propulsion des avions et autres giravions visant une réduction des couts d’opération et des émissions polluantes, et, elle se rapporte plus particulièrement à un système de génération de puissance électrique intégrant une nouvelle architecture de turbomachine aéronautique.
Arrière-plan de l'invention
Actuellement, au niveau des turbines à gaz aéronautique, il existe plusieurs technologies que sont les turbines liées (par exemple l’APU), les turbines multi arbres avec des étages haute pression et basse pression connectées à une soufflante (pour les turbosoufflantes) ou les turbines libres (par exemple les turbomoteurs d’hélicoptère ou les turbopropulseurs d’avion). On s’intéressera principalement à ces dernières qui sont composées d’un corps haute pression, d’un corps basse pression (optionnel) ainsi qu’une turbine libre appelée également turbine de puissance.
Pour réaliser un turbopropulseur à hélice assurant des fonctions de génération ou motorisation électrique, il faut associer la turbine libre à une machine électrique en liaison avec l’hélice. Plusieurs technologies existent mais elles ne sont pas toujours adaptées aux modes de fonctionnement recherchés pour la propulsion actuelle des aéronefs, comme les décollages et atterrissages courts ou les trajectoires acoustiques particulières, ni aux différentes fonctions souhaitées aujourd’hui, notamment :
- La génération de poussée positive ou négative (mode frein, mode reverse) en thermique, électrique ou hybride,
- Le taxi électrique,
- La génération de puissance électrique pour des charges non propulsives (en vol, au sol, en mode hôtel) en thermique, électrique ou hybride,
- La génération de puissance électrique pour des charges propulsives (en vol, au sol) en thermique, électrique ou hybride, ou
- La génération de puissance pneumatique pour les systèmes d’air (en vol, au sol, en mode hôtel).
En outre, dans le mode hôtel qui consiste à arrêter la turbine de puissance du turbopropulseur tout en laissant les étages de turbine haute et basse pression (dans le cas d’une turbine dite « triple core ») tourner afin de fournir de la puissance non propulsive au sol, il est obligatoire de recourir à un frein mécanique, ce qui entraine des problèmes d’usure mais également un risque de redémarrage de l’hélice en cas de rupture du frein empêchant les opérateurs au sol de circuler autour de l’avion.
Enfin, lors du passage de l’hélice en mode reverse, des survitesses de l’ordre de 30% (passage de 80% à 110% de la vitesse nominale) peuvent apparaitre car ce passage se fait par une inversion de pas de l’hélice, moment où la vitesse de la turbine augmente fortement et le couple résistant s’effondre avant de remonter et ainsi stabiliser la vitesse de la turbine, ce qui engendre des sur dimensionnements.
Objet et résumé de l'invention
La présente invention propose donc un système de génération de puissance électrique pour aéronef intégrant une nouvelle architecture de turbomachine aéronautique permettant de palier les inconvénients précités.
Ce but est atteint avec un système de génération de puissance électrique pour aéronef comportant :
- une turbine à gaz ayant un arbre haute pression et délivrant un flux de gaz pour actionner une turbine libre,
- une première machine électrique couplée à la turbine à gaz et délivrant une première tension alternative à un réseau de distribution électrique, la turbine libre étant montée sur un arbre d’entrainement concentrique à l’arbre haute pression de la turbine à gaz,
- une seconde machine électrique couplée à l’arbre haute pression et délivrant une seconde tension alternative au réseau de distribution électrique,
- le réseau de distribution électrique étant destiné à alimenter des charges propulsives et des charges non propulsives de l’aéronef et recevant une tension continue d’une batterie, et
- un frein mécanique monté sur ledit arbre d’entrainement.
Grâce à cette architecture de turbomachine, il est possible de réaliser différents modes opératoires propulsifs ou non propulsifs. Le mode thermique peut également être réalisé comme dans un turbopropulseur classique.
Avantageusement, la turbine libre et la machine électrique sont en liaison mécanique via une boite de réduction sur laquelle est aussi connectée une hélice, et la première machine électrique et la seconde machine électrique sont des machines à aimants permanents ou à bobinages.
De préférence, le réseau de distribution électrique comporte un premier moyen de conversion de la première tension alternative délivrée par la première machine électrique en une première tension continue, un second moyen de conversion de la seconde tension alternative délivrée par la seconde machine électrique en une seconde tension continue et un troisième moyen de conversion de la tension continue délivrée par la batterie en une autre tension continue.
Avantageusement, les premier et second moyens de conversion sont des convertisseurs AC/DC bidirectionnels commandés depuis une unité de gestion et le troisième moyen de conversion est un convertisseur DC/DC commandé depuis l’unité de gestion.
De préférence, la turbine à gaz comporte en outre un arbre de turbine basse pression destiné à alimenter des organes pneumatiques via un système de prélèvement d’air.
Selon un mode de réalisation, pour garantir en mode hôtel une vitesse nulle de la turbine libre alors que les arbres de turbine haute et basse pression sont entrainés, la première machine électrique est configurée pour freiner la turbine libre jusqu’à une vitesse nulle, la puissance générée lors de ce freinage étant renvoyée vers la batterie ou bien les charges propulsives ou non propulsives et pour, une fois cette vitesse nulle atteinte, s’opposer au couple de la turbine libre, le frein mécanique étant alors enclenché pour empêcher la turbine libre de tourner.
Selon un autre mode de réalisation, pour éviter une survitesse de la turbine libre lors du passage de l’hélice en mode reverse, la première machine électrique est configurée pour générer un couple résistant permettant de garantir un couple constant sur la turbine libre, la puissance électrique générée par la première machine électrique étant renvoyée vers la batterie et/ou les charges propulsives ou non propulsives.
L’invention concerne également un aéronef comportant le système de génération de puissance électrique précité.
L'invention sera mieux comprise à la lecture de la description faite ci-après à titre indicatif mais non limitatif en référence aux figures suivantes sur lesquelles :
la figure 1 montre une architecture d’une turbomachine aéronautique conforme à l’invention,
la figure 2 décrit les flux de puissance mise en œuvre dans un mode de fonctionnement de la figure 2,
la figure 3 décrit les flux de puissance mise en œuvre dans un autre mode de fonctionnement de la figure 2,
la figure 4 décrit les flux de puissance mise en œuvre dans un autre mode de fonctionnement de la figure 2,
la figure 5 décrit les flux de puissance mise en œuvre dans un autre mode de fonctionnement de la figure 2,
la figure 6 décrit les flux de puissance mise en œuvre dans un autre mode de fonctionnement de la figure 2,
la figure 7 décrit les flux de puissance mise en œuvre dans un autre mode de fonctionnement de la figure 2,
la figure 8 décrit les flux de puissance mise en œuvre dans un autre mode de fonctionnement de la figure 2,
la figure 9 décrit les flux de puissance mise en œuvre dans un autre mode de fonctionnement de la figure 2,
la figure 10 décrit les flux de puissance mise en œuvre dans un autre mode de fonctionnement de la figure 2,
la figure 11 illustre la variation du couple de freinage selon la vitesse de la turbine lors du passage en mode hôtel,
la figure 12 décrit les flux de puissance mise en œuvre dans un autre mode de fonctionnement de la figure 2,
la figure 13 décrit les flux de puissance mise en œuvre dans un autre mode de fonctionnement de la figure 2, et
la figure 14 illustre la variation du couple de freinage selon la vitesse de la turbine lors du passage en mode reverse.
Description détaillée de modes de réalisation de l’invention
La figure 1 montre un système de génération de puissance électrique 10 pour aéronef conforme à l’invention comportant une première machine électrique 12 couplée à une turbine à gaz 14 pour former ce qu’il est convenu d’appeler une turbomachine aéronautique. La turbine à gaz qui comprend classiquement un compresseur haute pression 16, une ou plusieurs chambres de combustion (le générateur de gaz 18) et une turbine haute pression 20, est du type comportant une turbine libre 22.
Le compresseur 16 qui assure la compression de l’air entrant dans le générateur de gaz 18 peut comporter un ou plusieurs étages et peut être de type axial ou centrifuge ou être formée par une association des deux. La turbine haute pression 20 qui reçoit le flux de gaz issu du générateur de gaz 18 peut comporter un ou plusieurs étages et peut être radiale ou centrifuge ou être formée par une association des deux.
La turbine libre 22 est montée sur un arbre d’entrainement 24 concentrique à un arbre dit haute pression support du compresseur 16 et de la turbine haute pression 20 et de préférence également à un arbre dit basse pression support d’un compresseur basse pression 26 et d’une turbine basse pression 28. La turbine libre 22 et la machine électrique 12 sont en liaison mécanique via une boite de réduction 30 sur laquelle est aussi connectée une hélice 32. L’arbre d’entrainement 24 comporte également un frein 34 assurant le blocage de l’hélice si nécessaire.
La première machine électrique 12 reliée mécaniquement à la turbine libre 22 via le réducteur 30 est également connectée à un réseau de distribution électrique 36 par le biais d’un premier moyen de conversion 38 formé d’un convertisseur AC/DC bidirectionnel et commandé depuis une unité de gestion 40. Ce premier convertisseur qui est avantageusement intégré au réseau de distribution électrique délivre une première tension continue à partir d’une première tension alternative délivrée par la première machine électrique 12.
Une seconde machine électrique 42 reliée mécaniquement à l’arbre haute pression alimente également le réseau de distribution électrique 36 auquel elle est connectée via un second moyen de conversion 44 formé par un convertisseur AC/DC avantageusement bidirectionnel et commandé également depuis l’unité de gestion 40. Ce second convertisseur qui est aussi avantageusement intégré au réseau de distribution électrique délivre une seconde tension continue à partir d’une seconde tension alternative délivrée par la seconde machine électrique 42.
Les première et seconde machines électriques sont avantageusement des machines à aimants permanents ou à bobinages pouvant être utilisées en tant que génératrice ou moteur.
A partir de ces première et seconde tensions continues, le réseau de distribution électrique 36 délivre des tensions continues appropriées pour des charges propulsives 46 ou non propulsives 48 qui, de façon alternative, peuvent aussi recevoir une tension continue d’un dispositif de stockage de type batterie 50 au travers un troisième moyen de conversion 52 formé par un convertisseur DC/DC et avantageusement intégré au réseau de distribution électrique 36. Enfin, des organes pneumatiques 54 peuvent être alimentés depuis l’arbre de turbine basse pression via un système de prélèvement d’air 56.
La gestion de la turbomachine aéronautique est de façon générale assurée par l’unité de gestion 40 qui est constituée par un calculateur dédié récupérant des mesures et lui fournissant des commandes, notamment pour le démarrage et l’arrêt du générateur de gaz 18. Ce calculateur peut intégrer en outre une fonction de contrôle permettant de détecter des défauts internes au niveau des machines électriques.
Les figures 2 à 10 illustrent les principaux modes de fonctionnement de la turbomachine aéronautique de l’invention et les flux de puissance mis en œuvre lors de ces différents modes. Pour la clarté de l’exposé, les différents contacteurs permettant les passages entre modes de fonctionnement, actionnés sélectivement depuis l’unité de gestion 40 et disposés entre les différents éléments du système de génération de puissance électrique 10, n’ont pas été représentés.
Différents modes de propulsion sont illustrés aux figures 2 à 5.
La figure 2 illustre un mode de propulsion hybride dans laquelle l’hélice 32 est entrainée par la turbine à gaz 14 mais également par la machine électrique 12. Ce mode peut être utilisé de manière permanente ou transitoire. Dans ce mode de propulsion, les charges propulsives 46 et non propulsives 48 peuvent être alimentées depuis les machines électriques 12, 42 ou depuis la batterie 50. Les organes pneumatiques 54 peuvent être alimentés depuis l’arbre basse pression.
La figure 3 illustre un mode de propulsion purement électrique dans lequel l’hélice 32 est entrainée seulement par la première machine électrique 12, la turbine à gaz 14 étant éteinte et les charges propulsives 46 et non propulsives 48 sont alimentées depuis la batterie 50. Ce mode peut être utilisé sur certaines phases demandant une puissance réduite comme le mode de taxi ou la descente. Il peut également être utilisé en cas de perte de la turbine dans les modes avion dit OEI (pour One Engine Inoperative) ou dit TEFO (pour Total Engine Flame Out).
La figure 4 illustre un mode dit éolien (windmill) dans lequel seule la vitesse de l’air entraine l’hélice 32. La première machine électrique 12 est alors utilisée pour générer de la puissance, ce qui permet de recharger la batterie 50 et alimenter les charges propulsives 46 ou non propulsives 48. Ce mode peut être un mode normal permettant de freiner l’avion en vol ou, un cas de défaut, il peut servir de mode de génération de secours.
Enfin la figure 5 illustre un mode de propulsion thermique pure dans lequel l’hélice 32 est entrainée par la seule turbine à gaz 14, la seconde machine électrique 42 générant la puissance pour les charges propulsives 46 et non propulsives 48 qui peuvent aussi être alimentées depuis la batterie 50. Comme dans le mode hybride, les organes pneumatiques 54 peuvent être alimentés depuis l’arbre basse pression.
Différents modes de démarrage de la turbine à gaz sont illustrés aux figures 6 à 8.
La figure 6 montre un mode de démarrage (ou redémarrage en vol) classique avec la batterie 50 alimentant la seconde machine électrique 42 et les charges propulsives 46 et non propulsives 48.
La figure 7 montre un mode de démarrage plus performant (en terme de durée de démarrage) en utilisant à la fois la seconde machine électrique 42 mais aussi la première machine électrique 12, ce qui permet d’entrainer en même temps l’arbre haute pression et la turbine libre 22 et d’alimenter les charges propulsives 46 et non propulsives 48.
Enfin la figure 8 montre un mode de démarrage dit éolien dans lequel on profite de la vitesse d’avance de l’aéronef afin d’entrainer l’hélice 32 mais également pour générer de la puissance sur la première machine électrique 12 et ainsi alimenter la seconde machine électrique 42 au travers du réseau de distribution 36 sans utiliser la batterie 50. Les charges propulsives 46 et non propulsives 48 ne sont pas alimentées. Ce mode est particulièrement intéressant en cas de perte de la fonction de stockage électrique.
Les figures 9 à 12 illustrent différentes configurations en mode hôtel qui permettent de le réaliser de différentes manières et notamment de le réaliser avec une occurrence de redémarrage de l’hélice très faible voire nulle, ce qui est un atout d’un point de vue opérationnel.
Dans la première configuration de la figure 9, la première machine électrique 12 est utilisée en mode générateur pour freiner la turbine libre 22 jusqu’à une vitesse nulle. Lors de ce freinage, la puissance générée est stockée dans la batterie 50 ou utilisée pour alimenter les charges électriques (propulsive 46 ou non propulsives 48). Une fois la turbine libre à vitesse nulle, la première machine électrique 12 est utilisée en régulation de vitesse nulle afin de s’opposer au couple de la turbine libre et ainsi garantir une vitesse turbine à puissance nulle. Le frein mécanique 34 est alors enclenché pour empêcher la turbine libre de tourner et afin d’éviter d’alimenter la première machine électrique 12 qui reste néanmoins en mode dit « backup » afin qu’en cas de rupture du frein elle reprenne la régulation de vitesse nulle et ainsi réalise une redondance sur la fonction de freinage turbine. En cas de rupture du frein mécanique 34, la turbine à gaz 14 est coupée. Lors de ce mode hôtel, la première machine électrique 12 alimente les charges non propulsives 48 et si besoin le prélèvement d’air 56 pressurise les organes pneumatiques 54.
Dans la seconde configuration de la figure 10, la première machine électrique 12 n’est plus utilisée en mode générateur, mais, comme précédemment, la seconde machine électrique 42 alimente les charges non propulsives 48 et si besoin le prélèvement d’air 56 pressurise les organes pneumatiques 54. La batterie 50 est également connectée et peut-être chargée ou peut alimenter les charges électriques en assistance de la seconde machine électrique 42.
La figure 11 montre, pour les deux modes précités, la variation du couple de freinage (BT) depuis un mode au sol normal A où ce couple est nul jusqu’au mode hôtel désiré C en passant par un mode de transition B. Le mode D est un mode dégradé dans lequel le frein mécanique 34 n’est plus opérant. La courbe 60 correspond à la configuration de la figure 9 alors que la courbe 62 correspond à celle de la figure 10, la courbe 64 illustrant la variation de vitesse (NPT) de la turbine libre 22. On notera que l’entrée dans ce mode dégradé, correspondant au pic de vitesse 66, est liée à une rupture du frein mécanique 34. Ce mode est en quelque sorte un mode hôtel dans lequel le frein mécanique aurait lâché. Dans ce cas, le couple de freinage du frein mécanique chute et le frein électrique prend le relais et assure une redondance en appliquant un couple de freinage pour ramener la vitesse de la turbine libre à zéro.
Enfin, dans la configuration purement électrique de la figure 12, la turbine à gaz 14 est coupée et seule la batterie 50 alimente les charges non propulsives 48. Dans ce cas, il n’est pas fourni d’air pressurisé aux organes pneumatiques 54.
Dans la configuration de la figure 13, il est réalisé une assistance spécifique pour le mode reverse. Lorsque le pas de l’hélice 32 passe du mode avance au mode reverse, le couple de l’hélice chute entrainant classiquement une survitesse. Avec l’invention, on utilise la première machine électrique 12 afin de générer lors du passage en reverse un couple résistant permettant de garantir un couple résistant constant vu par la turbine libre et évitant ainsi toute survitesse. Lors de ce transitoire, la puissance électrique générée est renvoyée vers la batterie 50 et/ou les charges propulsives 46 ou non propulsives 48.
La figure 14 montre la variation du couple de freinage (BT) lors du passage du mode avance A au mode reverse C en passant par un mode de transition B. La courbe 70 correspond au couple de l’hélice 32 alors que la courbe 72 correspond au couple résistant généré par la première machine électrique 12, le couple constant résultant étant illustré par la courbe 74, lequel engendre une courbe de vitesse 76 de la turbine libre également constante sans survitesse.

Claims (10)

  1. Système de génération de puissance électrique (10) pour aéronef comportant :
    une turbine à gaz (14) ayant un arbre haute pression et délivrant un flux de gaz pour actionner une turbine libre (22),
    une première machine électrique (12) couplée à la turbine à gaz et délivrant une première tension alternative à un réseau de distribution électrique (36), la turbine libre étant montée sur un arbre d’entrainement (24) concentrique à l’arbre haute pression de la turbine à gaz,
    une seconde machine électrique (42) couplée à l’arbre haute pression et délivrant une seconde tension alternative au réseau de distribution électrique,
    le réseau de distribution électrique (36, 38, 44, 52) étant destiné à alimenter des charges propulsives (46) et des charges non propulsives (48) de l’aéronef et recevant une tension continue d’une batterie (50), et
    un frein mécanique (34) monté sur ledit arbre d’entrainement.
  2. Système selon la revendication 1, caractérisé en ce que la turbine libre (22) et la machine électrique (12) sont en liaison mécanique via une boite de réduction (30) sur laquelle est aussi connectée une hélice (32).
  3. Système selon la revendication 1, caractérisé en ce que la première machine électrique et la seconde machine électrique sont des machines à aimants permanents ou à bobinages.
  4. Système selon la revendication 1, caractérisé en ce que le réseau de distribution électrique comporte un premier moyen (38) de conversion de la première tension alternative délivrée par la première machine électrique (12) en une première tension continue, un second moyen (44) de conversion de la seconde tension alternative délivrée par la seconde machine électrique (42) en une seconde tension continue et un troisième moyen (52) de conversion de la tension continue délivrée par la batterie (50) en une autre tension continue.
  5. Système selon la revendication 4, caractérisé en ce que les premier et second moyens de conversion sont des convertisseurs AC/DC bidirectionnels commandés depuis une unité de gestion (40).
  6. Système selon la revendication 4, caractérisé en ce que le troisième moyen de conversion est un convertisseur DC/DC commandé depuis une unité de gestion (40).
  7. Système selon l’une quelconque des revendications 1 à 6, caractérisé en ce que la turbine à gaz comporte en outre un arbre de turbine basse pression destiné à alimenter des organes pneumatiques (54) via un système de prélèvement d’air (56).
  8. Système selon l’une quelconque des revendications 1 à 7, caractérisé en ce que, pour garantir en mode hôtel une vitesse nulle de la turbine libre (22) alors que les arbres de turbine haute et basse pression sont entrainés, la première machine électrique (12) est configurée pour freiner la turbine libre jusqu’à une vitesse nulle, la puissance générée lors de ce freinage étant renvoyée vers la batterie (50) ou bien les charges propulsives (46) ou non propulsives (48) et pour, une fois cette vitesse nulle atteinte, s’opposer au couple de la turbine libre, le frein mécanique (34) étant alors enclenché pour empêcher la turbine libre de tourner.
  9. Système selon l’une quelconque des revendications 1 à 7, caractérisé en ce que, pour éviter une survitesse de la turbine libre (22) lors du passage de l’hélice (32) en mode reverse, la première machine électrique (12) est configurée pour générer un couple résistant permettant de garantir un couple constant sur la turbine libre (22), la puissance électrique générée par la première machine électrique (12) étant renvoyée vers la batterie (50) et/ou les charges propulsives (46) ou non propulsives (48).
  10. Aéronef comportant un système de génération de puissance électrique (10) selon l’une quelconque des revendications 1 à 9.
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FR3003514A1 (fr) * 2013-03-25 2014-09-26 Eurocopter France Aeronef a voilure tournante a motorisation hybride.
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US20170260872A1 (en) * 2016-03-09 2017-09-14 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Electromagnetic propeller brake

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