FR3138828A1 - Procédé d’assistance à la propulsion par détection d’une défaillance d’un turbomoteur d’un aéronef - Google Patents

Procédé d’assistance à la propulsion par détection d’une défaillance d’un turbomoteur d’un aéronef Download PDF

Info

Publication number
FR3138828A1
FR3138828A1 FR2208297A FR2208297A FR3138828A1 FR 3138828 A1 FR3138828 A1 FR 3138828A1 FR 2208297 A FR2208297 A FR 2208297A FR 2208297 A FR2208297 A FR 2208297A FR 3138828 A1 FR3138828 A1 FR 3138828A1
Authority
FR
France
Prior art keywords
turbine engine
mode
activation
aircraft
assistance
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
Application number
FR2208297A
Other languages
English (en)
Inventor
Sébastien Alexis Matthieu CARLES
Jean-Philippe Jacques MARIN
Sophie Humbert
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 Helicopter Engines SAS
Original Assignee
Safran Helicopter Engines SAS
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 Helicopter Engines SAS filed Critical Safran Helicopter Engines SAS
Priority to FR2208297A priority Critical patent/FR3138828A1/fr
Priority to PCT/FR2023/051256 priority patent/WO2024033594A1/fr
Publication of FR3138828A1 publication Critical patent/FR3138828A1/fr
Pending legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D19/00—Starting of machines or engines; Regulating, controlling, or safety means in connection therewith
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/006—Safety devices
    • B64D27/33—
    • 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
    • B64D31/00—Power plant control; Arrangement thereof
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D13/00—Combinations of two or more machines or engines
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
    • F05D2220/329—Application in turbines in gas turbines in helicopters
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2270/00—Control
    • F05D2270/01—Purpose of the control system
    • F05D2270/13—Purpose of the control system to control two or more engines simultaneously

Abstract

Ce procédé d’assistance à la propulsion par détection d’une défaillance d’un turbomoteur d’un aéronef fonctionnant dans un mode nominal, l’aéronef comprenant un moteur d’assistance désactivé, comprend une étape (2) de comparaison de paramètres de fonctionnement du turbomoteur avec les paramètres équivalent d’un modèle représentatif d’un turbomoteur sain, une étape (4) de détection d’une défaillance du turbomoteur par la détection d’une anomalie d’au moins un paramètre de fonctionnement du turbomoteur, une étape (6) de choix d’un mode d’activation du moteur d’assistance en fonction des paramètres de fonctionnement du turbomoteur et/ou de paramètres de vol de l'aéronef, et une étape (8) d’activation du moteur d’assistance avec le mode d’activation choisi. Figure pour l’abrégé : Fig 1

Description

Procédé d’assistance à la propulsion par détection d’une défaillance d’un turbomoteur d’un aéronef
La présente invention concerne l’assistance d’une turbomachine d’aéronef suite à la détection d’une défaillance dans ledit aéronef.
En particulier, la présente invention concerne les hélicoptères à architecture bimoteurs dont l’un des deux moteurs peut fonctionner dans un mode désactivé ou d’économie d’énergie, également appelé mode de veille.
De manière générale, l’invention s’applique à tous les aéronefs comprenant au moins deux moteurs.
Techniques antérieures
Une turbomachine, et notamment une turbomachine d’un aéronef, par exemple un turbomoteur d’un hélicoptère, doit être démarrée avant de pouvoir fournir une puissance de poussée ou une puissance mécanique au rotor. En particulier, le démarrage comprend la chauffe des composants de la turbomachine ainsi que la mise en rotation de la turbine.
Durant une phase de vol d’un aéronef comprenant une architecture à deux turbomoteurs, un turbomoteur peut parfois être éteint en raison de la mise en œuvre d’un mode de vol particulier, par exemple un mode d’économie d’énergie, aussi appelé mode de veille, l’autre turbomoteur fonctionnant en mode nominal.
Dans ce mode veille, par ailleurs détaillé dans le document FR2967132A1, le turbomoteur reste en rotation à un faible régime en étant entrainé par des gaz de combustion ou par un dispositif d’assistance tel qu’une machine électrique. Dans ce mode de veille, la chambre de combustion peut être éteinte. En variante, la chambre de combustion est allumée tandis que le turbomoteur est ou n’est pas assisté dans sa rotation.
Pour sortir de ce mode de veille, notamment en cas de défaillance du turbomoteur fonctionnant en mode nominal, il est possible de redémarrer le turbomoteur à l’aide d’un redémarrage conventionnel ou encore avec un redémarrage rapide. Le document FR3027058A1 mentionne notamment qu’un redémarrage normal s’effectue sur une durée de 10 secondes à 1 minute tandis qu’un redémarrage rapide s’effectue sur une durée comprise entre 5 et 15 secondes.
Afin de détecter les défaillances ou les pannes dans un turbomoteur d’une architecture à deux turbomoteurs, il est d’usage de comparer les performances et les paramètres des deux turbomoteurs lorsque ces derniers fonctionnent de la même manière à un même régime.
Cependant, lorsque l’un des deux turbomoteurs est dans un mode de veille, il n’est pas possible de détecter des défaillances par comparaison des deux turbomoteurs et la cohérence de leurs performances et de leurs paramètres de fonctionnement, le régime de rotation et la température du turbomoteur en veille étant inférieurs à ceux du turbomoteur en mode nominal.
La présente invention a donc pour but de pallier les inconvénients précités et de fournir une détection améliorée des défaillances d’un turbomoteur, ainsi qu’une meilleure gestion de l’activation d’un moteur d’assistance lorsqu’une défaillance est détectée.
La présente invention a pour objet un procédé d’assistance à la propulsion par détection d’une défaillance d’un turbomoteur d’un aéronef fonctionnant dans un mode nominal, l’aéronef comprenant un moteur d’assistance désactivé. On entend par mode nominal le mode de fonctionnement normal où le moteur fournit de la puissance. Le procédé comprend une étape de comparaison de paramètres de fonctionnement du turbomoteur avec les paramètres équivalents d’un modèle représentatif d’un turbomoteur sain, une étape de détection d’une défaillance du turbomoteur par la détection d’une anomalie d’au moins un paramètre de fonctionnement du turbomoteur, une étape de choix d’un mode d’activation du moteur d’assistance en fonction des paramètres de fonctionnement du turbomoteur et/ou de paramètres de vol de l'aéronef, et une étape d’activation du moteur d’assistance avec le mode d’activation choisi.
Ainsi, la détection de défaillances sur un turbomoteur ne s’effectue pas en comparaison d’un autre turbomoteur actif mais en comparaison avec un modèle interne représentatif d’un turbomoteur sain.
Dans un mode de mise en œuvre, les paramètres de vol de l’aéronef comprennent l’altitude de vol de l’aéronef, le choix du mode d’activation du moteur d’assistance étant réalisé en fonction de la possibilité de maintenir l’altitude de vol de l’aéronef sur le temps nécessaire à l’activation du moteur d’assistance.
Avantageusement, l’étape de comparaison de paramètres de fonctionnement du turbomoteur avec les paramètres équivalents d’un modèle représentatif d’un turbomoteur sain est effectuée par un calculateur du turbomoteur stockant le modèle représentatif d’un turbomoteur sain.
Dans un mode de mise en œuvre, l’étape de détection d’une défaillance du turbomoteur comprend la mesure d’un écart significatif entre un paramètre de fonctionnement du turbomoteur et le paramètre équivalent du modèle représentatif d’un turbomoteur sain.
Avantageusement, le choix du mode d’activation du moteur d’assistance s’effectue entre un mode d’activation normale ayant une première durée d’activation, un mode d’activation accélérée ayant une deuxième durée d’activation et un mode d’activation rapide ayant une troisième durée d’activation, la première durée étant plus longue que la deuxième durée, et la deuxième durée étant plus longue que la troisième durée, le mode d’activation normale étant privilégié devant le mode d’activation accélérée, le mode d’activation accélérée étant également privilégié devant le mode d’activation rapide.
Dans un mode particulier de mise en œuvre, le moteur d’assistance est un deuxième turbomoteur.
Avantageusement, le mode d’activation normale comprend une étape de stabilisation thermique à une température prédéfinie du moteur d’assistance et est privilégié lorsqu’aucune défaillance du turbomoteur n’est détectée et qu’un ordinateur de bord et/ou un pilote de l’aéronef en donne la consigne au moteur d’assistance.
Avantageusement, les paramètres de fonctionnement du turbomoteur ou les défaillances détectables comprennent le débit carburant, et/ou la température et/ou la vitesse de rotation en sortie d’une turbine haute-pression du turbomoteur, et/ou la pression en sortie d’un compresseur du turbomoteur, et/ou le couple, et/ou l’extinction d’une chambre de combustion du turbomoteur, et/ou une fuite sur un circuit d’huile, et/ou une fuite sur un circuit carburant, et/ou une détection de limaille, et/ou une incapacité de régulation des performances du turbomoteur, et/ou une incohérence entre la demande de puissance et la puissance fournie, et/ou un impact potentiel sur la trajectoire de l’aéronef.
Dans un mode de mise en œuvre, le moteur d’assistance est un deuxième turbomoteur, et le mode d’activation normale, le mode d’activation accélérée et le mode d’activation rapide comprennent l’assistance du deuxième turbomoteur par une machine électrique de l’aéronef, le mode d’activation normale comprenant une stabilisation thermique à une température prédéfinie du deuxième turbomoteur et la mise en œuvre d’une loi de débit carburant permettant un temps d’activation compris entre 1 et 3 minutes, le mode d’activation accélérée comprenant la mise en œuvre d’une loi de débit carburant permettant un temps d’activation compris entre 10 secondes et 1 minute, et le mode d’activation rapide comprenant l’utilisation d’un système de démarrage spécifique configuré pour mettre en œuvre un couple d’assistance et une loi de débit carburant permettant un temps d’activation du deuxième turbomoteur compris entre 5 secondes et 15 secondes.
Dans un mode particulier de mise en œuvre, le moteur d’assistance désactivé correspond à un mode de fonctionnement du moteur d’assistance équivalent à un mode de veille ou à un mode intermédiaire entre un mode de veille et un mode nominal de fonctionnement.
D’autres buts, caractéristiques et avantages de l’invention apparaîtront à la lecture de la description suivante, donnée uniquement à titre d’exemple non limitatif, et faite en référence aux dessins annexés sur lesquels :
illustre les étapes du procédé selon l’invention ;
est un diagramme de principe des différents états du moteur d’assistance en fonction du mode d’activation choisi pour ledit moteur d’assistance durant la mise en œuvre du procédé selon l’invention.
Exposé détaillé d’au moins un mode de réalisation
Dans un mode de mise en œuvre, le procédé selon l’invention est mis en œuvre dans un aéronef, par exemple un hélicoptère, comprenant un turbomoteur et un moteur d’assistance pouvant fournir une puissance à une boite de transmission principale de l’aéronef.
Le moteur d’assistance est par exemple une machine électrique ou un deuxième turbomoteur. La présente description sera faite en référence à un deuxième turbomoteur, le turbomoteur précédemment évoqué étant considéré comme un premier turbomoteur.
Les premier et deuxième turbomoteurs comprennent par exemple chacun un compresseur qui élève la pression d’un gaz en entrée des turbomoteurs, une chambre de combustion qui élève la température du gaz comprimé, et une turbine de détente qui permet également d’entrainer le compresseur.
En particulier, les premier et deuxième turbomoteurs sont par exemple des turbomoteurs à turbine libre, la turbine de détente étant divisé en une turbine haute pression, aussi appelée turbine du générateur de gaz, et une turbine de puissance aussi appelée turbine libre.
Le procédé selon l’invention est en particulier mis en œuvre lorsque l’aéronef fonctionne avec un mode de consommation spécifique tel qu’un mode économie d’énergie, notamment lorsque l’un des deux turbomoteurs, par exemple le premier turbomoteur, fonctionne dans un mode nominal, autrement dit dans un mode de fonctionnement offrant des performances standards et permettant à l’aéronef de se mouvoir dans l’atmosphère, et lorsque le deuxième turbomoteur fonctionne dans un mode désactivé. En particulier, on entend par mode désactivé un mode de veille du deuxième turbomoteur, ou un mode de consommation intermédiaire au mode de veille et au mode nominal du deuxième turbomoteur.
Le mode de consommation intermédiaire est par exemple un mode de fonctionnement du deuxième turbomoteur lorsque ce dernier passe de son mode nominal à son mode de veille, ou de son mode de veille à son mode nominal.
Le mode de veille est un mode de consommation permettant au deuxième turbomoteur de l’aéronef d’avoir une consommation de carburant faible, tout en permettant une activation pouvant être rapide, pour une situation où l’aéronef aurait besoin des deux turbomoteurs ou dans le cas où le premier turbomoteur aurait une défaillance.
On a représenté schématiquement sur la les différentes étapes du procédé d’assistance à la propulsion par détection d’une défaillance d’un turbomoteur d’un aéronef.
Dans la mise en œuvre de ce procédé, on effectue en premier lieu une étape 2 de comparaison de paramètres de fonctionnement du premier turbomoteur avec les paramètres équivalents d’un modèle représentatif d’un turbomoteur sain.
Le modèle représentatif d’un turbomoteur sain est par exemple stocké dans un calculateur du premier turbomoteur, ledit calculateur mettant en œuvre l’étape 2 de comparaison des paramètres de fonctionnement.
On effectue ensuite une étape 4 de détection d’une anomalie d’au moins un des paramètres de fonctionnement du premier turbomoteur.
Cette étape 4 de détection d’une anomalie comprend par exemple la mesure d’un écart significatif entre un paramètre de fonctionnement du premier turbomoteur et le paramètre équivalent du modèle représentatif d’un turbomoteur sain. On entend par écart significatif un écart dont la valeur est prédéterminée pour chaque paramètre de fonctionnement et symptomatique d’une défaillance dans le premier turbomoteur.
En particulier, les paramètres de fonctionnement du premier turbomoteur et plus largement, les anomalies détectables comprennent les anomalies concernant le débit carburant, et/ou la température en sortie de la turbine haute-pression et/ou la vitesse de rotation en sortie d’une turbine haute-pression du turbomoteur, et/ou la pression en sortie d’un compresseur du turbomoteur, et/ou le couple, et/ou l’extinction d’une chambre de combustion du turbomoteur, et/ou une fuite sur un circuit d’huile, et/ou une fuite sur un circuit carburant, et/ou une détection de limaille, et/ou une incapacité de régulation des performances du turbomoteur, et/ou une incohérence entre la demande de puissance et la puissance fournie, et/ou un impact potentiel sur la trajectoire de l’aéronef, par exemple détecté via une anomalie dans la vitesse de rotation de la turbine libre du rotor, indiquant un surrégime ou un sous-régime, via une variation de la pression atmosphérique indiquant un éloignement ou un rapprochement de l’aéronef par rapport au sol, via une variation de la demande de puissance, ou via une variation de la puissance consommée par le moteur.
On effectue ensuite une étape 6 de choix d’un mode d’activation du deuxième turbomoteur en fonction de la défaillance précédemment détectée, et plus largement en fonction des paramètres de fonctionnement du premier turbomoteur et/ou des paramètres de vol de l’aéronef, et/ou de l’impact potentiel sur la trajectoire de l’aéronef.
Enfin, une fois le mode d’activation choisi, on effectue une étape 8 d’activation du deuxième turbomoteur selon ledit mode d’activation choisi.
On a représenté schématiquement sur la un diagramme de principe des différents états du deuxième turbomoteur selon le mode d’activation choisi pour le deuxième turbomoteur.
On a notamment représenté sur la un mode nominal 10 de consommation du deuxième turbomoteur, un mode de veille 12, ainsi qu’un mode de consommation intermédiaire 14 au mode de veille 12 et au mode nominal 10. L’étape 8 d’activation du deuxième turbomoteur selon le mode d’activation choisi s’applique au deuxième turbomoteur en particulier lorsque ce dernier est dans un mode de fonctionnement tel que le mode de veille 12 ou le mode de consommation intermédiaire 14. Dans ces derniers modes, la chambre de combustion peut être éteinte, tandis que la turbine du générateur de gaz est faiblement entrainée en rotation, par exemple à l’aide d’une machine électrique. En variante, la chambre de combustion est allumée et la turbine du générateur de gaz comprend ou ne comprend pas d’assistance d’entrainement en rotation.
Lors de l’étape 8, il est possible de mettre en œuvre trois modes d’activation différents, le choix parmi ces modes étant effectué automatiquement par le calculateur du deuxième turbomoteur ou manuellement par un pilote de l’aéronef.
En particulier, les trois modes d’activation peuvent impacter différemment le vieillissement du deuxième turbomoteur.
Parmi les trois modes possibles, on peut effectuer une étape de mise en œuvre d’un mode d’activation normale 16 ayant une première durée du deuxième turbomoteur dans le mode nominal dudit deuxième turbomoteur lorsque l’aéronef et/ou le premier turbomoteur et/ou le pilote vérifie une première condition C1. Il s’agit du mode d’activation le plus long possible, il permet en particulier de préserver l’intégrité mécanique du deuxième turbomoteur.
Dans un mode de mise en œuvre, la première condition C1 comprend la réception par le deuxième turbomoteur d’une consigne d’activation émise par un ordinateur de bord et/ou par un pilote de l’aéronef.
Ce mode d’activation normale 16 comprend une étape de stabilisation thermique à une température prédéfinie du deuxième turbomoteur. En variante, ce mode 16 comprend une étape de mise en puissance progressive du deuxième turbomoteur jusqu’à équilibre des puissances fournies entre les premier et deuxième turbomoteurs.
Le mode d’activation normale 16 comprend en outre la mise en œuvre d’une loi de débit carburant et d’une optimisation du couple permettant un temps de d’activation compris entre 1 et 3 minutes.
Ce mode 16 permet ainsi de faire évoluer progressivement la température des composants du deuxième turbomoteur.
Ce mode d’activation normale 16 est le mode d’activation le plus couramment utilisé puisqu’il s’agit d’une d’activation souvent non urgente. Il s’agit du mode impactant le moins le vieillissement du turbomoteur et il est de ce fait privilégié.
Le deuxième type d’activation possible est la mise en œuvre d’un mode d’activation accélérée 18 ayant une deuxième durée du deuxième turbomoteur dans le mode nominal dudit deuxième turbomoteur, et ce lorsque l’aéronef et/ou le premier turbomoteur vérifie une deuxième condition C2.
La deuxième condition C2 comprend par exemple la détection d’une panne sur le premier et/ou le deuxième turbomoteur et/ou sur le reste de l’aéronef, et plus largement d’une anomalie traduisant une défaillance, par exemple la perte de redondance d’un capteur, une température d’huile excessive, ou la perte d’une source d’énergie de l’aéronef.
En variante, la deuxième condition C2 comprend la détection de conditions de vol nécessitant un fonctionnement en mode nominal 10 du deuxième turbomoteur. Par exemple, la pression atmosphérique mesurée n’est pas compatible avec l’usage d’un seul turbomoteur en mode nominal, et il est donc nécessaire d’activer le deuxième turbomoteur. En variante, la deuxième condition C2 comprend la réception par le deuxième turbomoteur d’une consigne d’activation émise par un ordinateur de bord et/ou un pilote de l’aéronef.
Le mode d’activation accélérée 18 est sensiblement analogue au mode d’activation normale 16, mais comprend la mise en œuvre d’une loi de débit carburant permettant un temps d’activation compris entre 10 secondes et une minute. Ce mode d’activation accélérée 18 est donc plus court, notamment grâce à l’absence d’étape de stabilisation thermique et permet d’activer le deuxième turbomoteur rapidement. Cette activation implique néanmoins un fort impact sur le vieillissement du deuxième turbomoteur.
Le troisième mode d’activation est la mise en œuvre d’un mode d’activation rapide 20 ayant une troisième durée du deuxième turbomoteur dans le mode nominal 10 dudit deuxième turbomoteur lorsque l’aéronef et/ou le premier turbomoteur vérifie une troisième condition C3.
La troisième condition C3 comprend également la détection d’une panne, par exemple sur le premier turbomoteur, ou plus largement d’une anomalie traduisant une défaillance générant une perte de puissance, par exemple une anomalie parmi les valeurs de débit carburant, et/ou de la température et/ou de la vitesse de rotation en sortie d’une turbine haute-pression du premier turbomoteur, et/ou de la pression en sortie d’un compresseur du turbomoteur, et/ou du couple, et/ou la détection de l’extinction d’une chambre de combustion du turbomoteur, et/ou d’une fuite sur un circuit d’huile, et/ou d’une fuite sur un circuit carburant, et/ou une détection de limaille, et/ou d’une incapacité de régulation des performances du turbomoteur, et/ou d’une incohérence entre la demande de puissance et la puissance fournie, et/ou un impact potentiel sur la trajectoire de l’aéronef. Ces anomalies nécessitent généralement une activation rapide du deuxième turbomoteur car elles peuvent être symptomatiques d’une perte importante de puissance du premier turbomoteur.
En variante, la troisième condition C3 comprend la détection de conditions de vol nécessitant d’urgence un fonctionnement en mode nominal 10 du deuxième turbomoteur, ou comprend la réception par le deuxième turbomoteur d’une consigne d’activation émise par un ordinateur de bord et/ou un pilote de l’aéronef.
Le mode d’activation rapide 20 est différent des deux modes d’activation précédent. En particulier, le mode d’activation rapide 20 comprend l’utilisation d’un système de démarrage spécifique configuré et dimensionné pour mettre en œuvre une loi de débit carburant permettant un temps d’activation compris entre 5 et 15 secondes, autour de 10 secondes.
Le mode d’activation rapide 20 est toutefois très impactant sur le vieillissement du deuxième turbomoteur et n’est utilisé qu’en cas d’urgence.
Parmi les trois modes d’activation, le mode d’activation normale 16 est privilégié devant le mode d’activation accélérée 18, et le mode d’activation accélérée 18 est également privilégié devant le mode d’activation rapide 20. En effet, une activation à faible impact sur le vieillissement est privilégiée, bien que la première durée soit plus longue que la deuxième durée, et que la deuxième durée soit plus longue que la troisième durée.
Optionnellement, le deuxième turbomoteur comprend une machine électrique d’assistance et chacun des modes d’activation normale, d’activation accélérée, ou d’activation rapide comprend une étape d’assistance du deuxième turbomoteur par la machine électrique d’assistance de l’aéronef.
Autrement dit, la machine électrique d’assistance participe à l’entrainement en rotation du deuxième turbomoteur lors de son activation afin d’accélérer ladite activation.
Avantageusement, les paramètres de vol de l’aéronef comprennent l’altitude de vol de l’aéronef, et le choix du mode d’activation du moteur d’assistance, autrement dit du deuxième turbomoteur est réalisé en fonction de la possibilité de maintien de l’altitude de vol de l’aéronef sur le temps nécessaire à l’activation du deuxième turbomoteur.
Ainsi, les première, deuxième et troisième conditions comprennent chacune une condition supplémentaire de maintien de l’altitude de vol de l’aéronef sur le temps nécessaire à l’activation du deuxième turbomoteur. En effet, bien que le mode d’activation normale 16 soit privilégié car n’impactant que peu le vieillissement du deuxième turbomoteur, si celui-ci ne permet pas de garantir le maintien de l’altitude de vol de l’aéronef, un mode d’activation plus rapide sera privilégié. Le même raisonnement s’applique au mode d’activation accélérée 18.
De plus, un mode d’activation peut être interrompu au profit d’un autre mode d’activation lorsque les conditions de l’autre mode d’activation sont réunies.
Par exemple, lorsqu’un mode d’activation normale 16 est en cours, mais qu’une défaillance importante est détectée, on effectue la mise en œuvre d’un mode d’activation rapide 20. Cependant, si le système de démarrage spécifique a une défaillance 22, on effectue finalement la mise en œuvre d’un mode d’activation accélérée 18.
Dans un mode de mise en œuvre, le procédé est mis en œuvre en continu par un calculateur du deuxième turbomoteur tant que le deuxième turbomoteur n’est pas dans son mode nominal 10 de fonctionnement. Ainsi, les étapes de comparaison des paramètres 2 et de détection de défaillances 4 ne s’arrêtent que lorsque le deuxième turbomoteur est dans son mode nominal 10 de fonctionnement.

Claims (10)

  1. Procédé d’assistance à la propulsion par détection d’une défaillance d’un turbomoteur d’un aéronef fonctionnant dans un mode nominal, l’aéronef comprenant un moteur d’assistance désactivé, caractérisé en ce qu’il comprend une étape (2) de comparaison de paramètres de fonctionnement du turbomoteur avec les paramètres équivalents d’un modèle représentatif d’un turbomoteur sain, une étape (4) de détection d’une défaillance du turbomoteur par la détection d’une anomalie d’au moins un paramètre de fonctionnement du turbomoteur, une étape (6) de choix d’un mode d’activation du moteur d’assistance en fonction des paramètres de fonctionnement du turbomoteur et/ou de paramètres de vol de l'aéronef, et une étape (8) d’activation du moteur d’assistance avec le mode d’activation choisi.
  2. Procédé selon la revendication 1, dans lequel les paramètres de vol de l’aéronef comprennent l’altitude de vol de l’aéronef, le choix du mode d’activation du moteur d’assistance étant réalisé en fonction de la possibilité de maintenir l’altitude de vol de l’aéronef sur le temps nécessaire à l’activation du moteur d’assistance.
  3. Procédé selon l’une des revendications 1 et 2, dans lequel l’étape (2) de comparaison de paramètres de fonctionnement du turbomoteur avec les paramètres équivalents d’un modèle représentatif d’un turbomoteur sain est effectuée par un calculateur du turbomoteur stockant le modèle représentatif d’un turbomoteur sain.
  4. Procédé selon l’une quelconque des revendications 1 à 3, dans lequel l’étape (4) de détection d’une défaillance du turbomoteur comprend la mesure d’un écart significatif entre un paramètre de fonctionnement du turbomoteur et le paramètre équivalent du modèle représentatif d’un turbomoteur sain.
  5. Procédé selon l’une quelconque des revendications 1 à 4, dans lequel le choix du mode d’activation du moteur d’assistance s’effectue entre un mode d’activation normale (16) ayant une première durée d’activation, un mode d’activation accélérée (18) ayant une deuxième durée d’activation et un mode d’activation rapide (20) ayant une troisième durée d’activation, la première durée étant plus longue que la deuxième durée, et la deuxième durée étant plus longue que la troisième durée, le mode d’activation normale (16) étant privilégié devant le mode d’activation accélérée (18), le mode d’activation accélérée (18) étant également privilégié devant le mode d’activation rapide (20).
  6. Procédé selon l’une quelconque des revendications 1 à 5, dans lequel le moteur d’assistance est un deuxième turbomoteur.
  7. Procédé selon les revendications 5 et 6, dans lequel le mode d’activation normale (16) comprend une étape de stabilisation thermique à une température prédéfinie du moteur d’assistance et est privilégié lorsqu’aucune défaillance du turbomoteur n’est détectée et qu’un ordinateur de bord et/ou un pilote de l’aéronef en donne la consigne au moteur d’assistance.
  8. Procédé selon l’une quelconque des revendications 1 et 7, dans lequel les paramètres de fonctionnement du turbomoteur ou les défaillances détectables comprennent le débit carburant, et/ou la température et/ou la vitesse de rotation en sortie d’une turbine haute-pression du turbomoteur, et/ou la pression en sortie d’un compresseur du turbomoteur, et/ou le couple, et/ou l’extinction d’une chambre de combustion du turbomoteur, et/ou une fuite sur un circuit d’huile, et/ou une fuite sur un circuit carburant, et/ou une détection de limaille, et/ou une incapacité de régulation des performances du turbomoteur, et/ou une incohérence entre la demande de puissance et la puissance fournie, et/ou un impact potentiel sur la trajectoire de l’aéronef.
  9. Procédé selon l’une quelconque des revendications 5 à 8, dans lequel le moteur d’assistance est un deuxième turbomoteur, et dans lequel le mode d’activation normale (16), le mode d’activation accélérée (18) et le mode d’activation rapide (20) comprennent l’assistance du deuxième turbomoteur par une machine électrique de l’aéronef, le mode d’activation normale (16) comprenant une stabilisation thermique à une température prédéfinie du deuxième turbomoteur et la mise en œuvre d’une loi de débit carburant permettant un temps d’activation compris entre 1 et 3 minutes, le mode d’activation accélérée (18) comprenant la mise en œuvre d’une loi de débit carburant permettant un temps d’activation compris entre 10 secondes et 1 minute, et le mode d’activation rapide (20) comprenant l’utilisation d’un système de démarrage spécifique configuré pour mettre en œuvre un couple d’assistance et une loi de débit carburant permettant un temps d’activation du deuxième turbomoteur compris entre 5 secondes et 15 secondes.
  10. Procédé selon l’une quelconque des revendications 1 à 9, dans lequel le moteur d’assistance désactivé correspond à un mode de fonctionnement du moteur d’assistance équivalent à un mode de veille ou à un mode intermédiaire entre un mode de veille et un mode nominal de fonctionnement.
FR2208297A 2022-08-12 2022-08-12 Procédé d’assistance à la propulsion par détection d’une défaillance d’un turbomoteur d’un aéronef Pending FR3138828A1 (fr)

Priority Applications (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR2208297A FR3138828A1 (fr) 2022-08-12 2022-08-12 Procédé d’assistance à la propulsion par détection d’une défaillance d’un turbomoteur d’un aéronef
PCT/FR2023/051256 WO2024033594A1 (fr) 2022-08-12 2023-08-08 Procédé d'assistance à la propulsion par détection d'une défaillance d'un turbomoteur d'un aéronef

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR2208297 2022-08-12
FR2208297A FR3138828A1 (fr) 2022-08-12 2022-08-12 Procédé d’assistance à la propulsion par détection d’une défaillance d’un turbomoteur d’un aéronef

Publications (1)

Publication Number Publication Date
FR3138828A1 true FR3138828A1 (fr) 2024-02-16

Family

ID=83438295

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
FR2208297A Pending FR3138828A1 (fr) 2022-08-12 2022-08-12 Procédé d’assistance à la propulsion par détection d’une défaillance d’un turbomoteur d’un aéronef

Country Status (2)

Country Link
FR (1) FR3138828A1 (fr)
WO (1) WO2024033594A1 (fr)

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2967132A1 (fr) 2010-11-04 2012-05-11 Turbomeca Procede d'optimisation de la consommation specifique d'un helicoptere bimoteur et architecture bimoteur dissymetrique a systeme de regulation pour sa mise en oeuvre
US20130086919A1 (en) * 2011-10-11 2013-04-11 Pratt & Whitney Canada Corp. Starting of aircraft engine
EP2815966A1 (fr) * 2013-06-20 2014-12-24 AIRBUS HELICOPTERS DEUTSCHLAND GmbH Aéronef à voilure tournante avec un système de propulsion
FR3027058A1 (fr) 2014-10-13 2016-04-15 Turbomeca Architecture d'un systeme propulsif d'un helicoptere comprenant un turbomoteur hybride et un systeme de reactivation de ce turbomoteur hybride
CA2965946A1 (fr) * 2016-09-16 2018-03-16 Pratt & Whitney Canada Corp. Installation de puissance d'aeronef multimoteur a recuperation de chaleur
EP3738888B1 (fr) * 2019-05-15 2021-12-29 Pratt & Whitney Canada Corp. Système et procédé de fonctionnement d'un aéronef à moteurs multiples

Patent Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2967132A1 (fr) 2010-11-04 2012-05-11 Turbomeca Procede d'optimisation de la consommation specifique d'un helicoptere bimoteur et architecture bimoteur dissymetrique a systeme de regulation pour sa mise en oeuvre
US20130086919A1 (en) * 2011-10-11 2013-04-11 Pratt & Whitney Canada Corp. Starting of aircraft engine
EP2815966A1 (fr) * 2013-06-20 2014-12-24 AIRBUS HELICOPTERS DEUTSCHLAND GmbH Aéronef à voilure tournante avec un système de propulsion
FR3027058A1 (fr) 2014-10-13 2016-04-15 Turbomeca Architecture d'un systeme propulsif d'un helicoptere comprenant un turbomoteur hybride et un systeme de reactivation de ce turbomoteur hybride
US20220024568A1 (en) * 2014-10-13 2022-01-27 Safran Helicopter Engines Architecture for a propulsion system of a helicopter including a hybrid turboshaft engine and a system for reactivating said hybrid turboshaft engine
CA2965946A1 (fr) * 2016-09-16 2018-03-16 Pratt & Whitney Canada Corp. Installation de puissance d'aeronef multimoteur a recuperation de chaleur
EP3738888B1 (fr) * 2019-05-15 2021-12-29 Pratt & Whitney Canada Corp. Système et procédé de fonctionnement d'un aéronef à moteurs multiples

Also Published As

Publication number Publication date
WO2024033594A1 (fr) 2024-02-15

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP3055531B1 (fr) Procédé d'optimisation de la consommation spécifique d'un hélicoptère bimoteur
EP2893169B1 (fr) Procédé et système de démarrage d'un turbomoteur d'aeronef
EP3208429B1 (fr) Système et procédé de démarrage des moteurs d'un aéronef bimoteur
CA2807909C (fr) Procede d'optimisation de l'operabilite de motorisation d'un aeronef et groupe de puissance principal de mise en oeuvre
FR3007461A1 (fr) Procede et systeme de demarrage d'une turbomachine d'aeronef.
FR3007459A1 (fr) Systeme et procede de mise en rotation d'un element rotatif d'un dispositif mecanique, en particulier d'une turbomachine.
EP3660276B1 (fr) Procédé et système pour arrêter une turbine à gaz et véhicule
FR2899640A1 (fr) Procede et dispositif pour realiser un controle de l'etat de sante d'un turbomoteur d'un giravion bimoteur
EP3208193B1 (fr) Dispositif et méthode de commande d'un embrayage entre le moteur et la boite de transmission principale de puissance d'un aéronef
EP3175090B1 (fr) Dispositif pneumatique de réactivation rapide d'un turbomoteur, architecture d'un système propulsif d'un hélicoptère multi-moteur équipé d'un tel dispositif, hélicoptère et procédé correspondant
EP3803082B1 (fr) Système propulsif asymétrique à récuperation de chaleur
WO2016030616A1 (fr) Dispositif et procédé de démarrage d'une turbine à gaz, procédé de régulation de la vitesse de rotation d'une turbine à gaz, et turbine à gaz et turbomoteur associés
CA2922989C (fr) Systeme et procede de demarrage d'urgence d'une turbomachine d'aeronef
EP3201455B1 (fr) Dispositif et procédé de test d'intégrité d'un système de réactivation rapide d'un turbomoteur d'un hélicoptère
WO2024033594A1 (fr) Procédé d'assistance à la propulsion par détection d'une défaillance d'un turbomoteur d'un aéronef
WO2024033593A1 (fr) Procédé de gestion de la sortie d'un mode de consommation spécifique d'un turbomoteur d'aéronef
FR2859761A1 (fr) Moteur a turbine d'helicoptere
FR2951540A1 (fr) Test de non-extinction pour chambre de combustion de turbomachine
FR3028887A1 (fr) Procede et circuit de lubrification pour une turbomachine utilisant des moyens electriques
EP3732353A1 (fr) Procede de demarrage de turbomachine par temps froid et systeme de demarrage de turbomachine
FR3092141A1 (fr) Turbomachine comprenant un système anti-fléchissement d’un arbre du rotor utilisant de l’air comprimé.
EP4237666A1 (fr) Turbomachine a turbine libre comprenant des equipements entraines par la turbine libre
CA3200639A1 (fr) Procede de mise a l'arret d'un moteur a turbine a gaz de turbogenerateur pour l'aeronef
FR3092140A1 (fr) Turbomachine améliorée comprenant un système inertiel.

Legal Events

Date Code Title Description
PLFP Fee payment

Year of fee payment: 2

PLSC Publication of the preliminary search report

Effective date: 20240216