FR3135249A1 - Procédé de fonctionnement d’un ensemble propulsif pour un aéronef - Google Patents
Procédé de fonctionnement d’un ensemble propulsif pour un aéronef Download PDFInfo
- Publication number
- FR3135249A1 FR3135249A1 FR2204358A FR2204358A FR3135249A1 FR 3135249 A1 FR3135249 A1 FR 3135249A1 FR 2204358 A FR2204358 A FR 2204358A FR 2204358 A FR2204358 A FR 2204358A FR 3135249 A1 FR3135249 A1 FR 3135249A1
- Authority
- FR
- France
- Prior art keywords
- aircraft
- power
- threshold
- electric machine
- turbine engine
- 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.)
- Pending
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 20
- 230000005540 biological transmission Effects 0.000 claims abstract description 34
- 230000000295 complement effect Effects 0.000 claims description 4
- HBBGRARXTFLTSG-UHFFFAOYSA-N Lithium ion Chemical compound [Li+] HBBGRARXTFLTSG-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 3
- 229910001416 lithium ion Inorganic materials 0.000 description 3
- 230000015556 catabolic process Effects 0.000 description 2
- 238000012423 maintenance Methods 0.000 description 2
- 239000003990 capacitor Substances 0.000 description 1
- 238000010276 construction Methods 0.000 description 1
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 1
- 238000005086 pumping Methods 0.000 description 1
- 238000011084 recovery Methods 0.000 description 1
- 230000001052 transient effect Effects 0.000 description 1
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
- B64C27/006—Safety devices
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
- B64C27/04—Helicopters
- B64C27/12—Rotor drives
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
- B64C27/04—Helicopters
- B64C27/12—Rotor drives
- B64C27/14—Direct drive between power plant and rotor hub
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENTS OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D27/00—Arrangement or mounting of power plant in aircraft; Aircraft characterised thereby
- B64D27/02—Aircraft characterised by the type or position of power plant
-
- B64D27/026—
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENTS OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D27/00—Arrangement or mounting of power plant in aircraft; Aircraft characterised thereby
- B64D27/02—Aircraft characterised by the type or position of power plant
- B64D27/24—Aircraft characterised by the type or position of power plant using steam, electricity, or spring force
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENTS OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D2221/00—Electric power distribution systems onboard aircraft
Abstract
L’invention concerne un procédé de fonctionnement d’un ensemble propulsif pour un aéronef comportant un turbomoteur (10) et une machine électrique (14) alimentée par un accumulateur électrique (15), par exemple une batterie, le turbomoteur (10) et la machine électrique (15) étant chacun apte à fournir une puissance mécanique à une chaîne de transmission de puissance, caractérisé en ce que le procédé comporte une étape d’estimation de la capacité électrique totale disponible de l’accumulateur (15), une partie déterminée de cette capacité étant réservée à un mode de fonctionnement spécifique de l’aéronef, le reste étant apte à être utilisé pour un mode de fonctionnement normal de l’aéronef.
Figure à publier avec l’abrégé : [Fig. 1]
Description
L’invention concerne un procédé de fonctionnement d’un ensemble propulsif pour un aéronef, par exemple un aéronef à voilure tournante tel qu’un hélicoptère.
Un hélicoptère est classiquement pourvu d'un rotor principal entraînant une voilure tournante afin d'assurer sa sustentation et sa propulsion. Il est également connu d'équiper un hélicoptère avec un rotor arrière ou de queue, également appelé rotor anti-couple (RAC), permettant de contrecarrer le couple exercé par le rotor principal sur le fuselage de l'hélicoptère.
Afin d'entraîner en rotation le rotor principal et, le cas échant, le rotor anti-couple, l'hélicoptère est pourvu d'un système propulsif comportant un turbomoteur. Le turbomoteur peut comporter une turbine dite libre ou une turbine dite liée.
Dans le cas d'un turbomoteur à turbine libre, une première turbine, dite haute pression, entraîne le compresseur du moteur, tandis qu'une deuxième turbine, dite basse pression, est reliée à une boîte de réduction également dénommée Boîte de Transmission Principale ou BTP. Cette dernière permet de réduire la vitesse de rotation avant de transmettre le couple au rotor principal de l'hélicoptère. Les moteurs à turbine libre sont dits « à double arbre ».
Dans le cas d'un turbomoteur à turbine liée, tous les étages de compresseur ou de turbine sont fixés à un arbre unique. Ces moteurs sont dits « simple arbre ». Tout l'ensemble moteur est directement relié par cet axe unique à la boîte de transmission principale.
Un turbomoteur à turbine libre, bien que présentant une structure plus complexe, permet de fonctionner avec un rendement proche du rendement optimal, sur une large gamme de régimes de fonctionnement. A l'inverse, un turbomoteur à turbine liée présente une structure moins complexe mais ne comporte qu'un point de fonctionnement optimal. Le fonctionnement du moteur à des régimes différents de ce point de fonctionnement optimal provoque une baisse importante du rendement. Il existe également un risque élevé de pompage, en particulier sur les forts régimes transitoires.
La illustre un hélicoptère 1, dit hybride, de l’art antérieur, connu du document FR 3 080 835. Cet hélicoptère 1 comporte une cellule comprenant un fuselage 2 et un train d'atterrissage 3, un rotor principal 4 associé à une voilure tournante, formant un rotor sustentateur unique et un rotor anti-couple 5 situé à l'extrémité d'une poutre 6 à l'arrière du fuselage 2. Les rotors 4, 5 sont entraînés par un système ou un groupe propulsif 7.
Le système propulsif 7 comporte une boîte de transmission principale 8 ou BTP. La boîte de transmission principale 8 comporte classiquement des engrenages formant un ou plusieurs étages de réduction. Un premier arbre de transmission 9 relie la boîte de transmission principale 8 au rotor principal 4.
Le système propulsif comporte en outre un turbomoteur 10 à turbine liée, dans lequel tous les étages de compresseur ou de turbine sont fixés à un arbre unique formant un arbre de sortie. L'arbre de sortie du turbomoteur 10 est relié à un deuxième arbre de transmission 11 par l'intermédiaire d'une roue libre 12. La roue libre 12 permet de coupler en rotation l'arbre de sortie du turbomoteur 10 et le deuxième arbre de transmission 11, dans un premier sens de rotation, et de découpler en rotation les arbres précités, dans un second sens de rotation opposé. Le deuxième arbre de transmission 11 est couplé à la boîte de transmission principale 8. Un troisième arbre de transmission 13 permet de coupler la boîte de transmission principale 8 au rotor anti-couple 5.
Le système propulsif 7 comporte en outre une machine électrique 14, apte à former un moteur électrique, ladite machine électrique 14 étant couplée, directement ou indirectement, au troisième arbre de transmission 13. La machine électrique 14 est reliée à un accumulateur électrique 15, par exemple une batterie ou un super-condensateur, permettant l'alimentation de la machine électrique 14 lorsque cette dernière fonctionne 30 en tant que moteur électrique. De façon alternative, l'accumulateur 15 peut 8 être rechargé par la machine électrique 14 lorsque celle-ci fonctionne en tant que générateur électrique.
Le système propulsif 7 et/ou l'hélicoptère 1 comportent de plus une électronique de commande et/ou de puissance 16, des moyens de régulation 17 de type FADEC (« Full Authority Digital Engine Control », en anglais), et des moyens 18 de contrôle du débit de carburant et de contrôle de la géométrie d'une grille d'entrée du compresseur du turbomoteur 10, ces différents éléments étant reliés entre eux, à la machine électrique 14, à l'accumulateur 15 et/ou au turbomoteur 10 de façon à assurer la commande 10 et le contrôle des différents éléments.
En cas de perte de puissance du turbomoteur ou d’arrêt en vol commandé ou non-commandé, la machine électrique est apte à injecter de la puissance mécanique vers la boîte de transmission principale pour réaliser, soit une assistance à l’autorotation en cas d’atterrissage d’urgence, soit un vol de dégagement.
L’inconvénient d’une telle solution est la masse supplémentaire liée à la chaine de puissance électrique, appelée Pack Électrique (PE), comportant la machine électrique, l’électronique de puissance et de commande et l’accumulateur électrique.
Ce pack électrique peut atteindre une masse de l’ordre de 200kg à 300kg pour un hélicoptère monomoteur léger. Un tel hélicoptère est plus sûr, mais moins performant et plus cher à l’exploitation qu’un hélicoptère standard, non hybride. Comme le taux de défaillance des turbomoteurs est très faible, cela conduit à embarquer dans l’hélicoptère du matériel supplémentaire qui n’est jamais, ou quasiment jamais, mis en œuvre.
Cependant, une telle masse supplémentaire pénalise les capacités d’emport de l’hélicoptère et impose au turbomoteur de travailler à un point de fonctionnement de puissance plus élevé.
Par conséquent, le moteur vieillit prématurément et connait des coûts de maintenance plus élevés.
Par ailleurs, l’accumulateur électrique est généralement une batterie de type Lithium-Ion. Or l’usage d’une telle batterie implique que, pour obtenir la puissance nécessaire à un vol de dégagement, par exemple 250kW pendant 2 min pour un hélicoptère léger, il faut dimensionner une batterie dont la capacité énergétique est bien plus importante que nécessaire, même avec une batterie ayant une vitesse de décharge importante. Par conséquent la batterie est énergétiquement surdimensionnée.
L’invention vise à remédier en tout ou partie aux inconvénients précités.
A cet effet, l’invention concerne un procédé de fonctionnement d’un ensemble propulsif pour un aéronef comportant un turbomoteur et une machine électrique alimentée par un accumulateur électrique, par exemple une batterie, le turbomoteur et la machine électrique étant chacun apte à fournir une puissance mécanique à une chaîne de transmission de puissance, caractérisé en ce que le procédé comporte une étape d’estimation de la capacité électrique totale disponible de la batterie, une partie déterminée de cette capacité étant réservée à un mode de fonctionnement spécifique de l’aéronef, le reste étant apte à être utilisé pour un mode de fonctionnement normal de l’aéronef.
Ainsi, dans le cas où l’accumulateur est complètement rechargé par exemple, il existe une partie de la capacité qui est réservée à un mode de fonctionnement spécifique, tel qu’un atterrissage d’urgence ou qu’un vol de dégagement par exemple, le reste de la capacité de l’accumulateur (capacité non réservée) pouvant être utilisé pour alimenter la machine électrique fonctionnant alors en tant que moteur électrique, lors d’un mode de fonctionnement normal, par exemple en cas de décollage ou d’atterrissage classique, ou lors d’une manœuvre nécessitant un surplus de puissance lors du vol. Lorsque l’ensemble de la capacité non réservée a été consommée, alors il n’est plus possible d’alimenter la machine électrique avec l’accumulateur, en mode de fonctionnement normal.
L’emport d’une masse supplémentaire due à la présence de la batterie et de la machine électrique est ainsi valorisé et permet d’augmenter de façon significative la durée de vie du turbomoteur ou de réduire la fréquence des opérations de maintenance du turbomoteur.
Il est à noter que, puisque l’accumulateur et la machine électrique fonctionne fréquemment dans le cas du présent procédé, il est possible de vérifier leur bon fonctionnement et de détecter d’éventuelles pannes et éviter ainsi des pannes dormantes.
L’accumulateur électrique peut être une batterie, par exemple une batterie de type Lithium-Ion. Il est à noter que, dans un tel cas, compte tenu des limitations techniques liées à ce type de batterie, une partie non négligeable de la capacité de la batterie n’est pas utilisable, même en cas d’urgence, par exemple entre 10 et 20 % de la capacité totale disponible de la batterie.
L’aéronef peut être un aéronef à voilure tournante, par exemple un hélicoptère. Dans ce cas, la chaîne de de transmission de puissance est apte à entraîner en rotation la voilure tournante.
La capacité électrique réservée au mode de fonctionnement spécifique peut être comprise entre 35 et 45 % de la capacité totale de l’accumulateur électrique.
La machine électrique peut fonctionner en tant que générateur de façon à recharger l’accumulateur électrique, dans un mode de recharge lors du mode de fonctionnement normal de l’aéronef, ladite machine électrique étant entraînée par le turbomoteur lors du mode de recharge.
Lors du mode de fonctionnement normal de l’aéronef, par exemple lors du vol en croisière de l’aéronef, il existe des cas où seule une partie de la puissance totale du turbomoteur est utilisée pour propulser l’aéronef. Une partie de cette puissance totale peut donc être prélevée ou utilisée en faisant fonctionner le turbomoteur à un régime plus élevé que le régime nécessaire pour assurer la seule propulsion de l’aéronef, la puissance prélevée servant alors à actionner le générateur et recharger l’accumulateur. La puissance prélevée peut varier entre 1 et 10 %, par exemple entre 2 et 6 % de la puissance totale du turbomoteur.
L’accumulateur peut également être rechargé, totalement ou partiellement, par une station de recharge au sol.
La puissance prélevée sur le turbomoteur pour entraîner le générateur peut être fonction du taux de charge de la batterie et/ou de la phase de vol et/ou des conditions de vol de l’aéronef.
En particulier, la puissance prélevée sur le turbomoteur pour entraîner le générateur peut être fonction du taux de charge de la batterie et/ou de la marge de puissance du turbomoteur. La marge de puissance est fonction des conditions de vol ou de la phase de vol de l’aéronef. La marge de puissance est la différence entre la puissance totale du turbomoteur et la puissance nécessaire pour propulser l’aéronef.
Par exemple, si le taux de charge de la batterie est compris entre 80 % et 60 %, alors 2,5 % de la puissance générée par le turbomoteur peut être prélevée s’il existe une marge de puissance au moins égale à 10 %. Si le taux de charge est inférieur à 60 %, alors 2,5 % de la puissance générée par le turbomoteur peut être prélevée si la marge de puissance est comprise entre 10 et 20 %, et 5 % de la puissance générée par le turbomoteur peut être prélevée si la marge de puissance est supérieure à 20 %, par exemple.
Par ailleurs, si le taux de charge est supérieur à 80 % alors aucune puissance n’est prélevée sur la puissance générée par le turbomoteur, l’accumulateur pouvant ne pas être rechargé dans un tel cas.
Selon une forme de réalisation, si la puissance requise au niveau de la chaîne de transmission de puissance pour assurer le fonctionnement de l’aéronef est supérieur à un premier seuil, alors la machine électrique fonctionne en tant que moteur de façon à fournir une puissance mécanique complémentaire à la chaîne de transmission de puissance, en complément de la puissance mécanique fournie par le turbomoteur. Un tel mode de fonctionnement est appelé mode d’assistance.
De préférence, si la puissance requise au niveau de la chaîne de transmission de puissance pour assurer le fonctionnement de l’aéronef est comprise entre le premier seuil et un deuxième seuil, le deuxième seuil étant inférieur au premier seuil, la machine électrique fonctionne en tant que moteur de façon à fournir une puissance mécanique complémentaire à la chaîne de transmission de puissance ou est inactive, en fonction du mode de fonctionnement précédent de la machine électrique.
Ainsi, si le mode de fonctionnement précédent de la machine électrique était un mode moteur alors, lorsque la puissance requise devient comprise entre le premier seuil et le deuxième seuil, la machine électrique continue de fonctionner en mode moteur. De la même manière, si le mode de fonctionnement précédent de la machine électrique était un mode inactif alors, lorsque la puissance requise devient comprise entre le premier seuil et le deuxième seuil, la machine électrique continue de fonctionner en mode inactif.
En d’autres termes, le fonctionnement de la turbomachine peut être un fonctionnement en hystérésis, apte à mémoriser le mode de fonctionnement antérieur et à l’appliquer au cas où la puissance requise est comprise entre le premier seuil et le deuxième seuil.
De préférence, si la puissance requise au niveau de la chaîne de transmission de puissance pour assurer le fonctionnement de l’aéronef est comprise entre le deuxième seuil et un troisième seuil, le troisième seuil étant inférieur au deuxième seuil, alors la machine électrique est inactive et ne permet ni de fournir une puissance mécanique complémentaire, ni de recharger l’accumulateur électrique.
De préférence, si la puissance requise au niveau de la chaîne de transmission de puissance pour assurer le fonctionnement de l’aéronef est inférieure au troisième seuil, alors la machine électrique fonctionne en tant que générateur de façon à recharger l’accumulateur électrique. Un tel mode de fonctionnement est appelé mode de recharge.
L’accumulateur peut comporter au moins une batterie comprenant des éléments ou des cellules aptes chacun à accumuler de l’énergie électrique, une partie de ces éléments ou cellules étant dédiée à alimenter la machine électrique uniquement dans le mode de fonctionnement spécifique de l’aéronef.
La machine électrique peut fonctionner en tant que générateur dans un cas d’arrêt du turbomoteur, de façon à freiner ledit turbomoteur par le couple résistant généré par le générateur.
Bien entendu, un tel cas particulier n’est pas nécessairement à appliquer à tous les cas d’arrêt du turbomoteur.
La illustre la capacité totale d’un accumulateur utilisé pour la mise en œuvre du procédé tel que décrit ci-dessus.
Cet accumulateur est une batterie de type Lithium-Ion et a une capacité totale CT de 100%, une première partie C1 de la capacité totale CT étant inutilisable, compte tenu des limitations techniques liées à ce type de batterie. La partie C1 est par exemple comprise entre 10 et 20 % de la capacité totale CT de la batterie. La capacité totale disponible est ainsi comprise entre 80% et 90% de la capacité totale CT de la batterie.
Par ailleurs, une deuxième partie C2 de la capacité de la capacité totale CT est réservée au mode de fonctionnement spécifique de l’aéronef, par exemple à un atterrissage d’urgence ou un vol de dégagement par exemple. La partie C2 est par exemple comprise entre 35 et 45 % de la capacité totale CT de la batterie.
Le reste C3 de la capacité totale CT de la batterie peut être utilisé pour alimenter la machine électrique fonctionnant alors en tant que moteur électrique, lors d’un mode de fonctionnement normal, par exemple en cas de décollage ou d’atterrissage classique, ou lors d’une manœuvre nécessitant un surplus de puissance lors du vol. La partie C3 est par exemple comprise entre 40 et 50 % de la capacité totale CT de la batterie.
La est un ordinogramme illustre une partie du procédé tel que décrit précédemment.
Cet ordinogramme indique le fonctionnement de la machine électrique en fonction de la puissance requise au niveau de la chaîne de transmission de puissance pour assurer le fonctionnement de l’aéronef.
Comme cela est visible à la , si la puissance P requise au niveau de la chaîne de transmission de puissance pour assurer le fonctionnement de l’aéronef est supérieur à un premier seuil S1, alors la machine électrique fonctionne en tant que moteur de façon à fournir une puissance mécanique complémentaire à la chaîne de transmission de puissance, en complément de la puissance mécanique fournie par le turbomoteur, si la capacité restante C3 est suffisante (mode dit d’assistance).
Si la puissance requise P est comprise entre le premier seuil S1 et un deuxième seuil S2, la machine électrique fonctionne en tant que moteur de façon à fournir une puissance mécanique complémentaire à la chaîne de transmission de puissance (mode d’assistance) ou est inactive, en fonction du mode de fonctionnement précédent de la machine électrique.
Si la puissance requise P est comprise entre le deuxième seuil S2 et un troisième seuil S3, alors la machine électrique est inactive et ne permet ni de fournir une puissance mécanique complémentaire, ni de recharger l’accumulateur électrique (mode inactif).
Si la puissance requise P est inférieure au troisième seuil S3, alors la machine électrique peut fonctionner en tant que générateur de façon à recharger l’accumulateur électrique (mode recharge), en fonction du taux de charge de la batterie et/ou en fonction de la marge de puissance du turbomoteur, comme détaillé précédemment.
Claims (10)
- Procédé de fonctionnement d’un ensemble propulsif pour un aéronef comportant un turbomoteur (10) et une machine électrique (14) alimentée par un accumulateur électrique (15), par exemple une batterie, le turbomoteur (10) et la machine électrique (15) étant chacun apte à fournir une puissance mécanique à une chaîne de transmission de puissance, caractérisé en ce que le procédé comporte une étape d’estimation de la capacité électrique totale disponible de l’accumulateur (15), une partie déterminée (C2) de cette capacité étant réservée à un mode de fonctionnement spécifique de l’aéronef, le reste (C3) étant apte à être utilisé pour un mode de fonctionnement normal de l’aéronef.
- Procédé selon la revendication précédente, dans lequel la capacité électrique réservée (C2) au mode de fonctionnement spécifique est comprise entre 35 et 45 % de la capacité totale de l’accumulateur électrique (15).
- Procédé selon l’une des revendications précédentes, dans lequel la machine électrique fonctionne en tant que générateur de façon à recharger l’accumulateur électrique, dans un mode de recharge lors du mode de fonctionnement normal de l’aéronef, ladite machine électrique étant entraînée par le turbomoteur lors du mode de recharge.
- Procédé selon la revendication précédente, dans lequel la puissance prélevée sur le turbomoteur pour entraîner le générateur est fonction du taux de charge de la batterie et/ou de la phase de vol et/ou des conditions de vol de l’aéronef.
- Procédé selon la revendication précédente, dans lequel
- si la puissance requise au niveau de la chaîne de transmission de puissance pour assurer le fonctionnement de l’aéronef est supérieur à un premier seuil, alors la machine électrique fonctionne en tant que moteur de façon à fournir une puissance mécanique complémentaire à la chaîne de transmission de puissance, en complément de la puissance mécanique fournie par le turbomoteur,
- Procédé selon la revendication précédente, dans lequel
- si la puissance requise au niveau de la chaîne de transmission de puissance pour assurer le fonctionnement de l’aéronef est comprise entre le premier seuil et un deuxième seuil, le deuxième seuil étant inférieur au premier seuil, la machine électrique fonctionne en tant que moteur de façon à fournir une puissance mécanique complémentaire à la chaîne de transmission de puissance ou est inactive, en fonction du mode de fonctionnement précédent de la machine électrique.
- Procédé selon la revendication précédente, dans lequel
- si la puissance requise au niveau de la chaîne de transmission de puissance pour assurer le fonctionnement de l’aéronef est comprise entre le deuxième seuil et un troisième seuil, le troisième seuil étant inférieur au deuxième seuil, alors la machine électrique est inactive et ne permet ni de fournir une puissance mécanique complémentaire, ni de recharger l’accumulateur électrique.
- Procédé selon la revendication précédente, dans lequel
- si la puissance requise au niveau de la chaîne de transmission de puissance pour assurer le fonctionnement de l’aéronef est inférieure au troisième seuil, alors la machine électrique fonctionne en tant que générateur de façon à recharger l’accumulateur électrique. - Procédé selon l’une des revendications précédentes, dans lequel l’accumulateur comporte au moins une batterie comprenant des éléments ou des cellules aptes chacun à accumuler de l’énergie électrique, une partie de ces éléments ou cellules étant dédiée à alimenter la machine électrique uniquement dans le mode de fonctionnement spécifique de l’aéronef.
- Procédé selon l’une des revendications précédentes, dans lequel la machine électrique fonctionne en tant que générateur dans un cas d’arrêt du turbomoteur, de façon à freiner ledit turbomoteur par le couple résistant généré par le générateur.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR2204358A FR3135249A1 (fr) | 2022-05-09 | 2022-05-09 | Procédé de fonctionnement d’un ensemble propulsif pour un aéronef |
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR2204358A FR3135249A1 (fr) | 2022-05-09 | 2022-05-09 | Procédé de fonctionnement d’un ensemble propulsif pour un aéronef |
| FR2204358 | 2022-05-09 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| FR3135249A1 true FR3135249A1 (fr) | 2023-11-10 |
Family
ID=82781116
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| FR2204358A Pending FR3135249A1 (fr) | 2022-05-09 | 2022-05-09 | Procédé de fonctionnement d’un ensemble propulsif pour un aéronef |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| FR (1) | FR3135249A1 (fr) |
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2952907A1 (fr) * | 2009-11-26 | 2011-05-27 | Eurocopter France | Installation motrice, helicoptere comportant une telle installation motrice, et procede mis en oeuvre par cette installation motrice |
| US20160023773A1 (en) * | 2014-07-23 | 2016-01-28 | Hamilton Sundstrand Corporation | Hybrid electric pulsed-power propulsion system for aircraft |
| EP3000730A1 (fr) * | 2013-03-15 | 2016-03-30 | Bell Helicopter Textron Inc. | Système d'amélioration de l'autorotation d'un rotor |
| US20160167799A1 (en) * | 2014-12-16 | 2016-06-16 | Airbus Group Sas | Method of managing a power demand for the operation of a pilotless aircraft equipped with an internal combustion engine |
| FR3080835A1 (fr) | 2018-05-03 | 2019-11-08 | Safran Helicopter Engines | Systeme propulsif pour un helicoptere |
| FR3084318A1 (fr) * | 2018-07-25 | 2020-01-31 | Airbus Helicopters | Procede et dispositif de gestion de l'energie d'une installation motrice hybride d'un aeronef multirotor |
-
2022
- 2022-05-09 FR FR2204358A patent/FR3135249A1/fr active Pending
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2952907A1 (fr) * | 2009-11-26 | 2011-05-27 | Eurocopter France | Installation motrice, helicoptere comportant une telle installation motrice, et procede mis en oeuvre par cette installation motrice |
| EP3000730A1 (fr) * | 2013-03-15 | 2016-03-30 | Bell Helicopter Textron Inc. | Système d'amélioration de l'autorotation d'un rotor |
| US20160023773A1 (en) * | 2014-07-23 | 2016-01-28 | Hamilton Sundstrand Corporation | Hybrid electric pulsed-power propulsion system for aircraft |
| US20160167799A1 (en) * | 2014-12-16 | 2016-06-16 | Airbus Group Sas | Method of managing a power demand for the operation of a pilotless aircraft equipped with an internal combustion engine |
| FR3080835A1 (fr) | 2018-05-03 | 2019-11-08 | Safran Helicopter Engines | Systeme propulsif pour un helicoptere |
| FR3084318A1 (fr) * | 2018-07-25 | 2020-01-31 | Airbus Helicopters | Procede et dispositif de gestion de l'energie d'une installation motrice hybride d'un aeronef multirotor |
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 | |
| EP2886456B1 (fr) | Procédé de gestion d'une installation motrice destinée à un aéronef à voilure tournante | |
| EP3599140B1 (fr) | Procede et dispositif de gestion de l'energie d'une installation motrice hybride d'un aeronef multirotor | |
| CA2816512C (fr) | Procede de controle de la generation electrique appliquee a une turbine a gaz d'aeronef et dispositif mettant en oeuvre un tel procede | |
| EP2004485B1 (fr) | Dispositif et procede de generation electrique de secours à bord d'un aeronef | |
| EP2724939A2 (fr) | Procédé de gestion d'une panne moteur sur un aéronef multimoteur muni d'une installation motrice hybride | |
| WO2015145037A1 (fr) | Architecture d'un systeme propulsif d'un helicoptere multi-moteur et helicoptere correspondant | |
| EP3787967B1 (fr) | Systeme propulsif pour un helicoptere | |
| FR2964086A1 (fr) | Procede d'optimisation du rendement energetique global d'un aeronef et groupe de puissance principal de mise en oeuvre | |
| EP3995682B1 (fr) | Procédé de pilotage d'une installation motrice d'un giravion comprenant au moins deux turbomoteurs | |
| CA2908858A1 (fr) | Dispositif de delestage des alternateurs d'une turbomachine pendant ses accelerations | |
| FR3039614A1 (fr) | Installation motrice hybride pour aeronef a voilure tournante bimoteur | |
| CA2799712C (fr) | Dispositif et procede de regulation d'une installation motrice comportant au moins un turbomoteur, et aeronef | |
| CA2914164A1 (fr) | Aeronef et procede d'amenagement d'un tel aeronef | |
| WO2022123158A1 (fr) | Systeme propulsif hybride pour un helicoptere | |
| EP3967598A1 (fr) | Procédé et dispositif de gestion de l'énergie fournie par une installation motrice hybride pour giravion | |
| FR3056558A1 (fr) | Procede d'optimisation de l'operabilite de la motorisation d'un aeronef | |
| FR3078057A1 (fr) | Architecture de systeme propulsif d'un helicoptere bimoteurs | |
| FR2961767A1 (fr) | Procede de gestion de l'energie electrique sur un vehicule en vue d'accroitre sa surete de fonctionnement, circuit electrique et vehicule pour la mise en oeuvre de ce procede | |
| FR3135249A1 (fr) | Procédé de fonctionnement d’un ensemble propulsif pour un aéronef | |
| EP3972901B1 (fr) | Chaine propulsive hybride pour aéronef comportant un système auxiliaire d'entrainement mécanique | |
| EP4253248A1 (fr) | Avion à hélices | |
| WO2023012435A1 (fr) | Turbopropulseur apte à fournir une fonction d'éolienne de secours et aéronef comportant un tel turbopropulseur | |
| EP4310001A1 (fr) | Aéronef comportant au moins deux turbomoteurs et un dispositif configure pour etre relie a un des turbomoteurs et procede de controle d'un tel aéronef | |
| WO2022090650A1 (fr) | Turbomachine a turbine libre comprenant des equipements entraines par la turbine libre |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 2 |
|
| PLSC | Publication of the preliminary search report |
Effective date: 20231110 |