WO2012059671A2 - Procede d'optimisation de la consommation specifique d'un helicoptere bimoteur et architecture bimoteur a systeme de regulation pour sa mise en oeuvre - Google Patents

Procede d'optimisation de la consommation specifique d'un helicoptere bimoteur et architecture bimoteur a systeme de regulation pour sa mise en oeuvre Download PDF

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Romain Thiriet
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    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Definitions

  • the invention relates to a method of optimizing the specific consumption, abbreviated Cs, a helicopter equipped with two turboshaft engines, and a twin-engine architecture, equipped with a control system for the implementation of this process.
  • Cs specific consumption
  • the turboshaft engines operate at low power levels, below their maximum continuous power, abbreviated PMC (initials of "Maximum Continuous Power”).
  • PMC initials of "Maximum Continuous Power”
  • PMD initial "Maximum Takeoff Power”
  • These low power levels lead to a specific consumption of about 30% higher than the Cs at the PMD, and therefore overconsumption in cruising fuel.
  • a helicopter is equipped with two turboshaft engines, each designed so oversized to maintain the helicopter in flight in case of failure of the other engine.
  • OEI regimes initials of "One Engine Inoperative” in English terminology
  • the valid engine provides a power well beyond its rated power to allow the helicopter to face a perilous situation and then continue its flight.
  • each diet is defined by a power level and a maximum duration of use.
  • the fuel flow injected into the combustion chamber of the valid turbine engine is then substantially increased in the OEI regime to provide this extra power.
  • the duration of restart of the turbine engine standby is typically of the order of 30 seconds. This duration may be insufficient depending on the flight conditions, for example at low flight height with partial failure of the initially active engine. If the engine in standby does not restart in time, landing with the engine in difficulty may be critical.
  • the invention aims to reduce the Cs to tend to the Cs PMD power, preserving the minimum power security conditions to provide for any type of mission, for example for a mission with a low search phase altitude.
  • the invention provides for a bi-motorization in connection with particular means capable of ensuring reliable restarts.
  • the present invention relates to a method of optimizing the specific consumption of a helicopter equipped with two turboshaft engines each having a gas generator provided with a combustion chamber.
  • At least one of the turboshaft engines is capable of operating alone in the so-called continuous steady-state flight regime, the other engine then being in the so-called surralentiated mode at zero power able to switch to the mode of acceleration of the gas generator of this engine by a drive compatible with a restart emergency.
  • This emergency restart is performed, in the event of failure of at least one prior attempt at conventional restart, by an emergency mechanical assistance to the gas generator, produced by an onboard autonomous energy and dedicated to this restart.
  • the other turboshaft engine is restarted by emergency assistance.
  • a continuous regime is defined by a non-limited duration and therefore does not relate to the transitional phases of takeoff, hovering and landing.
  • a continuous regime refers to the cruise flight phase to the search area and the low-level flight phase in the above-water search area and the flight phase cruising back to the base.
  • turboshaft engines according to the invention makes it possible to obtain optimized performances in terms of Cs consumption with powers close to the PMD but less than or equal to the PMC, while facing the case of failure and emergency by means of safe restart of the turbine engine over-idle.
  • An out-of-idle speed output to an active "twin engine” mode is triggered in a so-called “normal” manner.
  • a change of flight regime requires the passage of one to two engines, for example when the helicopter changes from a cruising mode to a hover, or so-called “emergency” in case of failure of engine or difficult flight conditions.
  • the idle speed is selected from a rotational speed of the engine with the combustion chamber on, a maintenance regime in rotation of the engine with the combustion chamber extinguished and zero rotation of the engine with the combustion chamber extinguished; at the "normal" out-of-idle speed output, the chamber being switched on, a variation of the fuel flow rate according to a law of protection against pumping and thermal packaging causes the turbine engine gas generator to accelerate to the level of twin engine power or, the chamber being off, an active drive drives the gas generator in rotation at a speed pre-positioned in an ignition window, in particular according to a speed window of the order of one tenth of the nominal speed then once the chamber is on, the gas generator is accelerated as before or, the chamber is off, the gas generator is driven by electrical equipment specific to the generator, this equipment starts and accelerates until its speed of rotation is in a window of ignition of the chamber then, once the chamber lit, the generator of gas is again accelerated like meadow previously; in the idle mode in the extinguished chamber, a
  • Two turbine engines defining PMD powers at takeoff provide substantially different powers having a power heterogeneity ratio at least equal to the ratio between the power of the OEI the highest power of the lower power turbine and the PMD power of the turbine engine the more powerful ; one of the turboshaft engines being able to operate alone in continuous mode, the other engine is then in standby at zero power and combustion chamber extinguished, while remaining maintained in rotation by the drive for emergency restart; the two turboshaft engines work together during the transitional phases of take-off, hovering and landing; - The lower power turbine engine operates alone when the total power demand is less than or equal to its PMC.
  • the invention also relates to a twin-engine architecture equipped with a control system for the implementation of this method.
  • Such an architecture comprises two turbine engines each equipped with a gas generator and a free turbine transmitting the available power up to the maximum available powers.
  • Each gas generator is equipped with means capable of activating the gas generator at the out-of-idle speed output, comprising means for driving in rotation and means for accelerating the gas generator, means for firing at effect quasi-instantaneous, complementary conventional spark ignition means, and an emergency mechanical assistance device comprising an onboard autonomous power source.
  • the control system controls the drive means and the emergency assistance devices of the gas generators according to the conditions and phases of flight of the helicopter according to a mission profile previously stored in a memory of this system.
  • the invention can eliminate the existence of OEI regimes on the turbine engine of higher power.
  • the active drive means a gas generator may be selected from an electric starter equipping this gas generator, powered by an onboard network or a starter / generator equipping the another gas generator, an electric generator driven by a power transfer box, known by the abbreviation BTP, or directly by the free turbine of the other turbine engine, and a mechanical drive device coupled to this BTP or this free turbine;
  • the complementary ignition means may be chosen from an incandescent candle device ("glow plug” candles in English terminology), with laser radiation and a pyrotechnic device;
  • the on-board autonomous source is chosen from hydraulic, pyrotechnic, pneumatic, anaerobic, electric, (especially by a dedicated battery or super-capacitors), and mechanical power sources, in particular by a mechanical power chain linked to the rotor.
  • FIG. 1 a diagram representing an example of a power profile requested during a mission comprising a search phase and two cruise phases;
  • FIG. 2 a simplified diagram of an exemplary two-engine architecture according to the invention.
  • engine and “turbine engine” are synonymous in the present text.
  • the motors have differentiated maximum powers. This mode advantageously makes it possible to suppress the OEI regimes on the turbine engine of higher power, which minimizes the difference in mass between the two engines.
  • the most powerful engine or oversized engine can also be designated by the “big” engine and the lower power engine by the “small” engine.
  • FIG. 1 represents the total power required variation Pw as a function of time "t" to carry out a shipwreck recovery mission using a twin-engine helicopter. This mission has six main phases:
  • FIG. 2 schematically illustrates an example of twin-engine helicopter architecture that optimizes Cs consumption.
  • Each turbine engine 1, 2 conventionally comprises a gas generator 1 1, 21 and a free turbine 12, 22 fed by the gas generator to provide power.
  • the power supplied can reach predetermined maximum values, respectively PMD and PMC.
  • a gas generator is conventionally composed of air compressors "K” in connection with a "CC” combustion chamber of the fuel in the compressed air which deliver gases supplying kinetic energy, and partial expansion turbines of these "TG” gases which rotate the compressors via "AE” drive shafts. The gases also drive the free power transmission turbines.
  • the free turbines 12, 22 transmit the power via a BTP 3 which centralizes the supply of power to the loads and accessories (power take-off of the rotor, pumps, alternators, starter / generator device, etc.).
  • the maximum powers PMD and PMC of the turbine engine 1 are substantially greater than those that the turbine engine 2 is capable of providing: the turbine engine 1 is oversized in power with respect to the turbine engine 2.
  • the ratio of heterogeneity between the two turboshaft engines which corresponds to the ratio between the power of the highest OEI regime of the turbine engine 2 and the maximum power PMD of the turbine engine 1, is equal to 1, 3 in the example.
  • the power of a turbine engine here refers to the intrinsic power that can provide the maximum turbine engine at a given speed.
  • the two turbine engines 1 and 2 may be identical and the maximum power PMD and PMC of these turboshaft engines are then also identical.
  • Each turbine engine 1, 2 is coupled to drive means E1 and E2 and emergency assistance devices, U1 and U2.
  • Each drive means E1, E2 in rotation of the respective gas generator January 1, 21 is here constituted by a starter respectively powered by a starter / generator device equipping the other turbine engine.
  • each emergency assistance device U1, U2 advantageously comprises, in this example, "glow-plug" glow plugs as a quasi-instantaneous ignition device, in addition to conventional candles, and a propellant cartridge. supplying an auxiliary micro-turbine as a mechanical means of accelerating the gas generators.
  • This complementary ignition device can also be used as an output normal flight regime change, or emergency exit from over-idle speed.
  • these drive means E1, E2, the emergency assistance devices U1, U2 and the controls of the turbine engines 1 and 2 are managed by activation means of a control system 4, under the control of the general numerical control device of the engine known by the acronym FADEC 5 (initials of "Full Authority Digital Engine Control" in English terminology).
  • FIG. 3 An example of management operated by the control system 4, in the context of a mission profile as presented above and recorded in a memory 6 among others, is illustrated in Figure 3.
  • the system 4 selects from among a set of management modes MO the management modes adapted to the profile of the mission selected in the memory 6, here four management modes for the selected mission (profile illustrated in FIG. 1): a mode M1 concerning the phases transient, a mode M2 relating to flights in continuous mode - cruising and research phase -, an M3 mode relating to engine failures and an M4 mode of management of emergency restart of engines in regime of over-idle.
  • This mission comprises as phases transients A, D and F, respectively takeoff, hovering and landing. These phases are managed by the conventional twin engine operating mode M1 in which the turbine engines 1 and 2 are both in operation (step 100), so that the helicopter has a high power, up to their PMD. . Both motors operate at the same relative power level relative to their rated power.
  • the cases of failure of one of the engines are managed in a conventional manner, for example by arming the OEI regimes of the "small" turbine engine 2 of lower power in the case of failure of the other turbine engine.
  • the continuous flight corresponds, in the reference mission, to the phases of cruise flight, B and E, and phase C of low-altitude search. These phases are managed by the M2 mode which provides for the operation of a turbine engine while the other turbine engine is in idle and maintained in rotation in the chamber extinguished by drive means, at an ignition speed located in its preferential window.
  • the turbine engine 1 operates and the other turbine engine 2 is maintained in rotation by its starter used as drive means E2 and powered by the starter / generator of the turbine engine 1.
  • the rotation is set to a preferred chamber ignition rate (step 200).
  • This configuration corresponds to the power requirement which, in these cruising phases, is lower than the PMC of the "big" engine 1 and greater than that of the "small” engine 2.
  • this solution is also advantageous because the large engine 1 operates at a higher relative power level than in conventional mode, with both engines running.
  • the power requirement in these cruising phases can not exceed the PMC of the engines.
  • the "small" turbine 2 of lower power operates alone because it is able to provide alone the need for power. Indeed, the need is then substantially lower than the power PMC of the oversized turbine engine 1 but also lower than the PMC of the "small” engine 2. But above all, the consumption Cs is lower because this "small” engine 2 operates at a level relative to the power of the turbine engine 2.
  • the turbine engine 1 is maintained in over-idle mode, for example in rotation by the starter used as drive means E1 at a speed of preferential chamber ignition (step 201).
  • the M2 mode also manages the conventional restart of the engine in over-idle mode when approaching the end phases B, E or C. If this conventional restart fails, we switch to M4 mode.
  • the M3 mode manages the engine failure cases used by reactivating the other engine by its emergency assistance device. For example when the oversized turbine engine 1, used in operation alone during the cruising flight phases B or E, fails, the "small” engine 2 is quickly reactivated via its emergency assistance device U2 (step 300) . Similarly, if the "small” engine 2 alone operating during the search phase C fails, the “big” engine 1 is quickly reactivated via its emergency assistance device U1 (step 301).
  • This mode M3 also manages over time these cruise or search phases when the engine initially provided for operation has failed and replaced by the other engine reactivated: in the case of the cruise phases B and E, the U2 emergency assistance device is uncoupled, the OEI schemes of the "small" engine 2 being armed in accordance with safety certifications (step 310) in case of differentiated engines; for the search phase C (step 31 1), the emergency assistance device U1 is uncoupled, the PMD of the oversized engine 1 being at least equal to the power of the highest OEI regime of the "small” engine 2 in case of differentiated engines.
  • this device is of a pyrotechnic nature and consists of a propellant cartridge feeding a micro-turbine.
  • the present invention is not limited to the examples described and shown. In particular, the invention applies equally well to turbine engines with different or equal powers.
  • control system may provide more or less than four management modes.
  • another mode or an additional mode of management may be the consideration of geographical conditions (mountains, sea, desert, etc.).
  • At least one of the assistance devices may not be disposable, to allow at least one other restart by this device during the same mission.

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Abstract

L'invention vise à réduire la consommation spécifique Cs d'un hélicoptère bimoteur sans s'affranchir des conditions de sécurité minimale de puissance à fournir pour tout type de mission. Pour ce faire, l'invention prévoit de disposer de moyens particuliers aptes à garantir des redémarrages en vol fiables. Un exemple d'architecture selon l'invention comporte deux turbomoteurs (1, 2) équipés chacun d'un générateur de gaz (11, 21) et d'une turbine libre (12, 22). Chaque générateur de gaz (1, 21) est équipé de moyens d'entraînement actifs (E1, E2) aptes à maintenir le générateur de gaz (11, 21) en rotation à chambre éteinte, ainsi que d'un dispositif d'assistance d'urgence (U1, U2) comportant des moyens de mise à feu à effet quasi-instantané et des moyens mécaniques d'accélération de générateur de gaz (11, 21 ). Le système de régulation (4) contrôle les moyens d'entraînement (E1, E2) et les dispositifs d'assistance d'urgence (U1, U2) des générateurs de gaz (11, 21) en fonction des conditions et des phases de vol de l'hélicoptère selon un profil de mission préalablement enregistré dans une mémoire (6) de ce système (4).

Description

PROCEDE D'OPTIMISATION DE LA CONSOMMATION SPECIFIQUE D'UN HELICOPTERE BIMOTEUR ET ARCHITECTURE BIMOTEUR A SYSTEME DE REGULATION POUR SA MISE EN OEUVRE
DOMAINE TECHNIQUE
[0001] L'invention concerne un procédé d'optimisation de la consommation spécifique, en abrégé Cs, d'un hélicoptère équipé de deux turbomoteurs, ainsi qu'une architecture bimoteur, équipée d'un système de régulation pour la mise en œuvre de ce procédé. [0002] De manière générale, en régime de croisière, les turbomoteurs fonctionnent à des niveaux de puissance faibles, en dessous de leur puissance maximale continue, en abrégé PMC (initiales de « Puissance Maximale Continue »). Cette puissance en croisière est égale à environ 50% de leur puissance maximale de décollage, en abrégé PMD (initiales de « Puissance Maximale de Décollage »). Ces faibles niveaux de puissance entraînent une consommation spécifique de l'ordre de 30% supérieure à la Cs à la PMD, et donc une surconsommation en carburant en régime de croisière.
[0003] Un hélicoptère est équipé de deux turbomoteurs, chacun conçu de manière surdimensionnée pour pouvoir maintenir l'hélicoptère en vol en cas de panne de l'autre moteur. Dans ces régimes de fonctionnement dédiés à la gestion d'un moteur inopérant, appelés régimes OEI (initiales de « One Engine Inoperative » en terminologie anglaise), le moteur valide fournit une puissance bien au-delà de sa puissance nominale pour permettre à l'hélicoptère de faire face_à une situation périlleuse puis de poursuivre son vol. Or chaque régime est défini par un niveau de puissance et une durée maximale d'utilisation. Le débit de carburant injecté dans la chambre de combustion du turbomoteur valide est alors sensiblement augmenté en régime OEI pour fournir ce surcroît de puissance.
ETAT DE LA TECHNIQUE
[0004] Ces turbomoteurs surdimensionnés sont pénalisant en masse et en consommation de carburant. Afin de réduire cette consommation en régime de croisière, il est possible d'arrêter l'un des turbomoteurs. Le moteur actif fonctionne alors à un niveau de puissance plus élevé et donc à un niveau de Cs plus favorable. Cependant, cette pratique est contraire aux règles de certification actuelles et les turbomoteurs ne sont pas conçus pour garantir un taux de fiabilité de redémarrage compatible avec les normes de sûreté.
[0005]Ainsi, la durée de redémarrage du turbomoteur en veille est typiquement de l'ordre de 30 secondes. Cette durée peut s'avérer insuffisante selon les conditions de vol, par exemple à faible hauteur de vol avec une défaillance partielle du moteur initialement actif. Si le moteur en veille ne redémarre pas à temps, l'atterrissage avec le moteur en difficulté peut s'avérer critique.
[0006] Plus généralement, l'utilisation d'un seul turbomoteur comporte des risques dans toutes les circonstances de vol où il est nécessaire de disposer d'un surcroît de puissance qui impose, en termes de sécurité, de pouvoir disposer des deux turbomoteurs.
EXPOSE DE L'INVENTION
[0007] L'invention vise à réduire la Cs pour tendre vers la Cs à la puissance PMD, en préservant les conditions de sécurité minimale de puissance à fournir pour tout type de mission, par exemple pour une mission comportant une phase de recherche à basse altitude.
[0008] Pour ce faire, l'invention prévoit de disposer d'une bi-motorisation en liaison avec des moyens particuliers aptes à garantir des redémarrages fiables.
[0009] Plus précisément, la présente invention a pour objet un procédé d'optimisation de la consommation spécifique d'un hélicoptère équipé de deux turbomoteurs comportant chacun un générateur de gaz muni d'une chambre de combustion. Au moins l'un des turbomoteurs est apte à fonctionner seul en régime de vol stabilisé dit continu, l'autre moteur étant alors en régime dit de surralenti à puissance nulle apte à passer en mode d'accélération du générateur de gaz de ce moteur par un entraînement compatible avec un redémarrage d'urgence. Ce redémarrage d'urgence est réalisé, en cas d'échec d'au moins une tentative préalable de redémarrage conventionnel, par une assistance mécanique d'urgence au générateur de gaz, produite par une énergie autonome embarquée et dédiée à ce redémarrage. En cas de panne d'un turbomoteur utilisé en fonctionnement seul, l'autre turbomoteur en sur-ralenti est redémarré par l'assistance d'urgence.
[0010] Le régime de rotation du générateur de gaz du turbomoteur au super ralenti reste sensiblement inférieur au régime de rotation du générateur de gaz au ralenti usuellement appliqué aux turbomoteurs. [0011] Un régime continu se définit par une non-limitation de durée et ne concerne donc pas les phases transitoires de décollage, de vol stationnaire et d'atterrissage. Par exemple pour une mission de recherche de naufragés, un régime continu se rapporte à la phase de vol de croisière vers la zone de recherche et à la phase de vol à basse altitude dans la zone de recherche au- dessus de l'eau et à la phase de vol en croisière de retour vers la base.
[0012]Cependant une utilisation sélective des turbomoteurs selon l'invention, en fonction des phases et des conditions de vol, autres que les phase transitoires, permet d'obtenir des performances optimisées en termes de consommation Cs avec des puissances proches de la PMD mais inférieures ou égales à la PMC, tout en faisant face aux cas de panne et d'urgence par des moyens de redémarrage sûrs du turbomoteur en sur-ralenti.
[0013] Une sortie de régime de sur-ralenti vers un régime actif de type « bimoteur » est déclenchée de manière dite « normale ». Lorsqu'un changement de régime de vol impose le passage d'un à deux moteurs, par exemple lorsque l'hélicoptère passe d'un régime de croisière à un vol stationnaire, ou de manière dite « d'urgence » en cas de panne de moteur ou de conditions de vol difficiles.
[0014]Selon des modes de mise en œuvre particuliers : le régime de sur-ralenti est choisi parmi un régime de maintien en rotation du moteur avec la chambre de combustion allumée, un régime de maintien en rotation du moteur avec la chambre de combustion éteinte et un régime de rotation nulle du moteur avec la chambre de combustion éteinte ; en sortie « normale » de régime de sur-ralenti, la chambre étant allumée, une variation du débit de carburant selon une loi de protection contre le pompage et l'emballage thermique entraîne le générateur de gaz du turbomoteur en accélération jusqu'au niveau de puissance bimoteur ou, la chambre étant éteinte, un entraînement actif entraîne le générateur de gaz en rotation selon une vitesse pré-positionnée dans une fenêtre d'allumage, en particulier selon une fenêtre de vitesses de l'ordre du dixième de la vitesse nominale puis, une fois la chambre allumée, le générateur de gaz est accéléré comme précédemment ou, la chambre étant éteinte, le générateur de gaz est entraîné par un équipement électrique propre à ce générateur, cet équipement le démarre et l'accélère jusqu'à ce que sa vitesse de rotation soit dans une fenêtre d'allumage de la chambre puis, une fois la chambre allumée, le générateur de gaz est de nouveau accéléré comme précédemment ; en régime de sur-ralenti en chambre éteinte, une mise à feu complémentaire de la chambre de combustion, c'est-à-dire en plus d'une mise à feu conventionnelle, peut être déclenchée ; - en sortie d'urgence d'un régime de sur-ralenti en chambre éteinte, le générateur de gaz étant à sa vitesse de rotation dans la fenêtre d'allumage de la chambre de combustion, la chambre est allumée puis le générateur de gaz est accéléré par le dispositif d'assistance d'urgence ; les turbomoteurs fournissant des puissances maximales inégales, le turbomoteur de plus faible puissance fonctionne seul lorsque la puissance totale demandée est inférieure à sa PMC, en particulier pendant un régime de vol à basse altitude de type phase de recherche ; les puissances des turbomoteurs présentent un rapport d'hétérogénéité de puissance au moins égal au rapport entre la puissance du régime OEI le plus élevé du turbomoteur de plus faible puissance et la puissance PMD du turbomoteur le plus puissant ; - le rapport d'hétérogénéité est compris entre 1 ,2 et 1 ,5 pour couvrir un ensemble de missions type ; de préférence, ce rapport est au moins égal au rapport entre la puissance du régime OEI le plus élevé du turbomoteur de plus faible puissance et la puissance PMD du turbomoteur le plus puissant ; une mise à feu à effet quasi-instantané, complémentaire d'un allumage conventionnel à bougies, peut être déclenchée pour allumer la chambre de combustion en sortie d'urgence ; l'énergie d'assistance mécanique, en sortie d'urgence d'un régime de surralenti, est choisie entre une énergie de nature hydraulique, pyrotechnique, anaérobie, électrique, mécanique et pneumatique ; - l'assistance d'urgence est désaccouplée après le redémarrage du moteur valide ; l'assistance d'urgence est de préférence à usage exceptionnel, son activation pouvant être suivie d'une action de maintenance en vue de son remplacement. [0015] Selon des modes de mise en œuvre avantageux :
- Deux turbomoteurs définissant des puissances PMD au décollage, fournissent des puissances sensiblement différentes présentant un rapport d'hétérogénéité de puissances au moins égal au rapport entre la puissance du régime OEI le plus élevé du turbomoteur de plus faible puissance et la puissance PMD du turbomoteur le plus puissant ; l'un des turbomoteurs étant apte à fonctionner seul en régime continu, l'autre moteur est alors en veille à puissance nulle et chambre de combustion éteinte, tout en restant maintenu en rotation par l'entraînement en vue d'un redémarrage d'urgence ; les deux turbomoteurs fonctionnent ensemble pendant les phases transitoires de décollage, de vol stationnaire et d'atterrissage ; - le turbomoteur de plus faible puissance fonctionne seul lorsque la puissance totale demandée est inférieure ou égale à sa PMC.
[0016] L'invention se rapporte également à une architecture bimoteur équipée d'un système de régulation pour la mise en œuvre de ce procédé. Une telle architecture comporte deux turbomoteurs équipés chacun d'un générateur de gaz et d'une turbine libre transmettant la puissance disponible jusqu'aux puissances maximales disponibles. Chaque générateur de gaz est équipé de moyens aptes à activer le générateur de gaz en sortie de régime sur-ralenti, comportant des moyens d'entraînement en rotation et des moyens d'accélération du générateur de gaz, des moyens de mise à feu à effet quasi-instantané, complémentaires des moyens conventionnels d'allumage à bougies, et d'un dispositif d'assistance mécanique d'urgence comportant une une source d'énergie autonome embarquée. Le système de régulation contrôle les moyens d'entraînement et les dispositifs d'assistance d'urgence des générateurs de gaz en fonction des conditions et des phases de vol de l'hélicoptère selon un profil de mission préalablement enregistré dans une mémoire de ce système.
[0017] Avantageusement, l'invention peut supprimer l'existence de régimes OEI sur le turbomoteur de plus forte puissance.
[0018] Selon des modes préférés de réalisation : les moyens d'entraînement actifs, d'un générateur de gaz peuvent être choisis parmi un démarreur électrique équipant ce générateur de gaz, alimenté par un réseau de bord ou un démarreur/générateur équipant l'autre générateur de gaz, un générateur électrique entraîné par une boîte de transfert de puissance, connue sous l'abréviation BTP, ou directement par la turbine libre de l'autre turbomoteur, et un dispositif d'entraînement mécanique couplé à cette BTP ou à cette turbine libre ; les moyens d'allumage complémentaires peuvent être choisis parmi un dispositif à bougies à incandescence (bougies « glow plug » en terminologie anglaise), à rayonnement laser et un dispositif pyrotechnique ; la source autonome embarquée est choisie parmi des sources d'alimentation hydraulique, pyrotechnique, pneumatique, à combustion anaérobie, électrique, (en particulier par une batterie dédiée ou des super-condensateurs), et mécanique, notamment par une chaîne de puissance mécanique liée au rotor. BREVE DESCRIPTION DES FIGURES
[0019] D'autres aspects, caractéristiques et avantages de l'invention apparaîtront dans la description qui suit, relative à des modes de réalisation particuliers, en référence aux dessins annexés qui représentent, respectivement :
- en figure 1 , un diagramme représentant un exemple de profil de puissance demandée au cours d'une mission comportant une phase de recherche et deux phases de croisière;
- en figure 2, un schéma simplifié d'un exemple d'architecture bimoteur selon l'invention, et
- en figure 3, un diagramme de commandes d'un système de régulation selon l'invention en fonction des conditions de vol lors d'une mission de profil illustré par la figure 1 .
DESCRIPTION DETAILLEE
[0020] Les termes « moteur » et « turbomoteur » sont synonymes dans le présent texte. Dans le mode de réalisation illustré, les moteurs ont des puissances maximales différenciées. Ce mode permet avantageusement de supprimer les régimes OEI sur le turbomoteur de plus forte puissance, ce qui minimise la différence de masses entre les deux moteurs. Pour simplifier le langage, le moteur le plus puissant ou moteur surdimensionné peut également être désigné par le « gros » moteur et le moteur de plus faible puissance par le « petit » moteur.
[0021] Le diagramme illustré en figure 1 représente la variation de puissance totale requise Pw en fonction du temps « t » pour mener à bien une mission de récupération de naufragés à l'aide d'un hélicoptère bimoteurs. Cette mission comporte six phases principales :
- une phase de décollage « A » qui utilise la puissance maximale PMD ;
- une phase de vol de croisière « B » jusqu'à la zone de recherche effectuée à un niveau de puissance inférieur ou égal à la PMC ; - une phase de recherche « C » dans la zone de recherche à basse altitude au-dessus de l'eau qui peut s'effectuer à puissance et donc à vitesse de vol minimisant la consommation horaire afin de maximiser le temps d'exploration ;
- une phase de récupération des naufragés « D » en vol stationnaire qui nécessite une puissance de l'ordre de celle déployée au décollage ; - une phase de retour à la base « E », comparable au vol de croisière aller « B » en termes de durée, de puissance et de consommation ; et
- une phase d'atterrissage « F », nécessitant une puissance légèrement supérieure à la puissance en phase de croisière « B » ou « E ».
[0022] Une telle mission recouvre l'ensemble des phases qui peuvent se dérouler classiquement pendant un vol d'hélicoptère. La figure 2 illustre schématiquement un exemple d'architecture bimoteur d'hélicoptère qui permet d'optimiser la consommation Cs.
[0023] Chaque turbomoteur 1 , 2 comporte classiquement un générateur de gaz 1 1 , 21 et une turbine libre 12, 22 alimentée par le générateur de gaz pour fournir de la puissance. Au décollage et en régime continu, la puissance fournie peut atteindre des valeurs maximales prédéterminées, respectivement PMD et PMC. Un générateur de gaz se compose classiquement de compresseurs d'air « K » en liaison avec une chambre de combustion « CC » du carburant dans l'air comprimé qui délivrent des gaz fournissant de l'énergie cinétique, et de turbines de détente partielle de ces gaz « TG » qui entraînent en rotation les compresseurs via des arbres d'entraînement « AE ». Les gaz entraînent également les turbines libres de transmission de puissance. Dans l'exemple, les turbines libres 12, 22 transmettent la puissance via une BTP 3 qui centralise la fourniture de puissance aux charges et accessoires (prise de mouvement du rotor, pompes, alternateurs, dispositif démarreur/générateur, etc.).
[0024] Les puissances maximales PMD et PMC du turbomoteur 1 sont sensiblement supérieures à celles que le turbomoteur 2 est capable de fournir : le turbomoteur 1 est surdimensionné en puissance par rapport au turbomoteur 2. Le rapport d'hétérogénéité entre les deux turbomoteurs, qui correspond au rapport entre la puissance du régime OEI le plus élevé du turbomoteur 2 et la puissance maximale PMD du turbomoteur 1 , est égal à 1 ,3 dans l'exemple. La puissance d'un turbomoteur fait ici référence à la puissance intrinsèque que peut fournir au maximum ce turbomoteur à un régime donné.
[0025]Alternativement, les deux turbomoteurs 1 et 2 peuvent être identiques et les puissances maximales PMD et PMC de ces turbomoteurs sont alors également identiques. [0026] Chaque turbomoteur 1 ,2 est couplé à des moyens d'entraînement E1 et E2 et à des dispositifs d'assistance d'urgence, U1 et U2.
[0027] Chaque moyen d'entraînement E1 , E2 en rotation du générateur de gaz respectif 1 1 , 21 , est ici constitué par un démarreur alimenté respectivement par un dispositif démarreur/générateur équipant l'autre turbomoteur. Et chaque dispositif d'assistance d'urgence U1 , U2 comporte avantageusement, dans cet exemple, des bougies à incandescence « glow-plug » comme dispositif d'allumage à effet quasi-instantané, en complément des bougies conventionnelles, et une cartouche de propergol alimentant une micro-turbine annexe comme moyen mécanique d'accélération des générateurs de gaz. Ce dispositif d'allumage complémentaire peut également être utilisé en sortie normale de changement de régime de vol, ou en sortie d'urgence du régime de sur-ralenti.
[0028] En fonctionnement, ces moyens d'entraînement E1 , E2, les dispositifs d'assistance d'urgence U1 , U2 et les commandes des turbomoteurs 1 et 2 sont gérés par des moyens d'activation d'un système de régulation 4, sous le contrôle du dispositif de commande numérique général de la motorisation connue sous l'acronyme FADEC 5 (initiales de « Full Authority Digital Engine Control » en terminologie anglaise).
[0029] Un exemple de gestion opérée par le système de régulation 4, dans le cadre d'un profil de mission tel que présenté ci-dessus et enregistré dans une mémoire 6 parmi d'autres, est illustré en figure 3. Le système 4 sélectionne parmi un ensemble de modes de gestion MO les modes de gestion adaptés au profil de la mission sélectionnée dans la mémoire 6, ici quatre modes de gestion pour la mission retenue (de profil illustré par la figure 1 ): un mode M1 concernant les phases transitoires, un mode M2 se rapportant aux vols en régime continu - croisière et phase de recherche - , un mode M3 relatif aux pannes de moteur et un mode M4 de gestion des redémarrages d'urgence des moteurs en régime de sur-ralenti.
[0030] Cette mission comporte comme phases transitoires les phases A, D et F, respectivement de décollage, de vol stationnaire et d'atterrissage. Ces phases sont gérées par le mode M1 de fonctionnement conventionnel en bimoteur dans lequel les turbomoteurs 1 et 2 sont tous deux en fonctionnement (étape 100), de sorte que l'hélicoptère dispose d'une puissance élevée, pouvant aller jusqu'à leur PMD. Les deux moteurs fonctionnent au même niveau de puissance relatif par rapport à leur puissance nominale. Les cas de panne d'un des moteurs sont gérés de manière conventionnelle, par exemple en armant les régimes OEI du « petit » turbomoteur 2 de plus faible puissance dans le cas de la panne de l'autre turbomoteur.
[0031] Le vol continu correspond, dans la mission de référence, aux phases de vol de croisière, B et E, et à la phase C de recherche à basse altitude. Ces phases sont gérées par le mode M2 qui prévoit le fonctionnement d'un turbomoteur alors que l'autre turbomoteur est en régime de sur-ralenti et maintenu en rotation en chambre éteinte par des moyens d'entraînement, à une vitesse d'allumage située dans sa fenêtre préférentielle. [0032]Ainsi, dans les phases de croisière B et E, le turbomoteur 1 fonctionne et l'autre turbomoteur 2 est maintenu en rotation par son démarreur utilisé comme moyen d'entraînement E2 et alimenté par le démarreur/générateur du turbomoteur 1 . La rotation est réglée sur une vitesse d'allumage de chambre préférentielle (étape 200). Cette configuration correspond au besoin en puissance qui, dans ces phases de croisière, est inférieur à la PMC du « gros » moteur 1 et supérieur à celle du « petit » moteur 2. Parallèlement, au regard de la consommation Cs, cette solution est également avantageuse car le gros moteur 1 fonctionne à un niveau de puissance relative plus élevé qu'en mode conventionnel, avec les deux moteurs en fonctionnement. Lorsque les moteurs sont identiques, le besoin de puissance dans ces phases de croisière ne peut excéder la PMC des moteurs.
[0033] Dans la phase de recherche C, le « petit » turbomoteur 2 de plus faible puissance fonctionne seul car il est capable de fournir à lui seul le besoin de puissance. En effet, le besoin est alors sensiblement inférieur à la puissance PMC du turbomoteur surdimensionné 1 mais aussi inférieur à la PMC du « petit » moteur 2. Mais surtout, la consommation Cs est plus faible car ce « petit » moteur 2 fonctionne à un niveau de puissance relative plus élevé que celui auquel aurait fonctionné le turbomoteur 2. Dans cette phase C, le turbomoteur 1 est maintenu en régime de sur-ralenti, par exemple en rotation par le démarreur utilisé comme moyen d'entraînement E1 à une vitesse d'allumage de chambre préférentielle (étape 201 ).
[0034] Alternativement, dans le cas de moteurs de même puissance, un seul des deux moteurs fonctionne, l'autre étant maintenu en régime de sur-ralenti.
[0035]Avantageusement, le mode M2 gère aussi le redémarrage conventionnel du moteur en régime de sur-ralenti lorsque l'on approche de la fin des phases B, E ou C. Si ce redémarrage conventionnel échoue, on bascule en mode M4.
[0036] Le mode M3 gère les cas de panne du moteur utilisé en réactivant l'autre moteur par son dispositif d'assistance d'urgence. Par exemple lorsque le turbomoteur surdimensionné 1 , utilisé en fonctionnement seul pendant les phases de vol de croisière B ou E, tombe en panne, le « petit » moteur 2 est rapidement réactivé via son dispositif d'assistance d'urgence U2 (étape 300). De manière similaire, si le « petit » moteur 2 seul en fonctionnement pendant la phase de recherche C tombe en panne, le « gros » moteur 1 est rapidement réactivé via son dispositif d'assistance d'urgence U1 (étape 301 ).
[0037] Ce mode M3 gère également dans la durée ces phases de croisière ou de recherche lorsque le moteur prévu initialement au fonctionnement est tombé en panne et remplacé par l'autre moteur réactivé : dans le cas des phases de croisière B et E, le dispositif d'assistance d'urgence U2 est désaccouplé, les régimes OEI du « petit » moteur 2 étant armés conformément aux certifications de sécurité (étape 310) en cas de moteurs différenciés ; pour la phase de recherche C (étape 31 1 ), le dispositif d'assistance d'urgence U1 est désaccouplé, la PMD du moteur surdimensionné 1 étant au moins égale à la puissance du régime OEI le plus élevé du « petit » moteur 2 en cas de moteurs différenciés.
[0038] Lorsque les conditions de vol deviennent subitement difficiles, un redémarrage rapide du moteur en régime de sur-ralenti par activation de son dispositif d'assistance peut être opportun pour disposer de la puissance de deux turbomoteurs. Dans l'exemple, ce dispositif est de nature pyrotechnique et se compose d'une cartouche de propergol alimentant une micro-turbine.
[0039] Ces cas sont gérés par le mode de redémarrage d'urgence M4. Ainsi, que ce soit pendant les phases de vol de croisière B et E (étape 410) ou de recherche C (étape 41 1 ), pendant lesquelles un seul turbomoteur 1 ou 2 fonctionne, le fonctionnement de l'autre turbomoteur 2 ou 1 est déclenché par l'activation du dispositif d'assistance pyrotechnique respectif, U2 ou U1 , seulement en cas d'échec des moyens classiques de redémarrage UO (étape 400). Les conditions de vol sont alors sécurisées par le fonctionnement de l'hélicoptère en bimoteur.
[0040] La présente invention n'est pas limitée aux exemples décrits et représentés. Notamment, l'invention s'applique aussi bien avec des turbomoteurs à puissances différenciées ou égales.
[0041] De plus, d'autres régimes de sur-ralenti que les régimes déjà évoqués plus haut - à savoir un maintien en rotation du moteur que la chambre soit éteinte ou allumée, la vitesse de rotation étant avantageusement dans la fenêtre d'allumage si la chambre est éteinte, ou une vitesse de rotation nulle avec la chambre éteinte, la mise en rotation étant alors avantageusement produite par le propre démarreur du moteur alimenté par le réseau de bord - peuvent être définis : en chambre allumée avec une vitesse de rotation nulle du moteur, ou encore avec une chambre en veille d'allumage ou partiellement allumée avec une vitesse de rotation nulle ou non nulle du moteur concerné.
[0042] En outre, le système de régulation peut prévoir plus ou moins de quatre modes de gestion. Par exemple, un autre mode ou un mode supplémentaire de gestion peut être la prise en considération des conditions géographiques (montagnes, mer, désert, etc.).
[0043] Il est également possible d'ajouter d'autre modes de gestion, par exemple par phase de vol ou par structure (moteurs, moyens d'entraînement, dispositifs d'assistance d'urgence) en fonction des profils des missions. [0044] Par ailleurs, au moins l'un des dispositifs d'assistance peut ne pas être à usage unique, afin de permettre au moins un autre redémarrage par ce dispositif au cours de la même mission.

Claims

REVENDICATIONS
1 . Procédé d'optimisation de la consommation spécifique d'un hélicoptère équipé de deux turbomoteurs (1 , 2) comportant chacun un générateur de gaz (1 1 , 21 ) muni d'une chambre de combustion (CC), caractérisé en ce qu'au moins l'un des turbomoteurs (1 ,2) est apte à fonctionner seul en régime de vol continu (B, E, C), l'autre moteur (2, 1 ) étant alors en régime dit de sur-ralenti à puissance nulle apte à passer en mode d'accélération du générateur de gaz de ce moteur (2, 1 ) par un entraînement (E1 , E2) compatible avec un redémarrage en sortie d'urgence, en ce que ce redémarrage d'urgence est réalisé, en cas d'échec d'au moins une tentative préalable de redémarrage conventionnel (U0), par une assistance mécanique d'urgence (U2, U1 ) au générateur de gaz (21 , 1 1 ) du turbomoteur en veille (2, 1 ), produite par une énergie autonome et dédiée à ce redémarrage, et en ce qu'en cas de panne d'un turbomoteur (1 , 2) utilisé en fonctionnement seul, l'autre turbomoteur en sur-ralenti (2, 1 ) est redémarré par l'assistance d'urgence (U2, U1 ).
2. Procédé d'optimisation selon la revendication 1 , dans lequel le régime de sur-ralenti est choisi parmi un régime de maintien en rotation du moteur (1 , 2) avec la chambre de combustion (CC) allumée, un régime de maintien en rotation du moteur (1 , 2) avec la chambre de combustion (CC) éteinte et un régime de rotation nulle du moteur (1 , 2) avec la chambre de combustion (CC) éteinte.
3. Procédé d'optimisation selon la revendication précédente, dans lequel, en sortie normale de régime de sur-ralenti, la chambre étant allumée, une variation du débit de carburant selon une loi de protection contre le pompage et l'emballage thermique entraîne le générateur de gaz (1 1 , 12) du turbomoteur (1 , 2) en accélération jusqu'à un niveau de puissance bimoteur.
4. Procédé d'optimisation selon la revendication 2, dans lequel, en sortie normale de sur-ralenti, la chambre étant éteinte, un entraînement actif (E1 , E2) entraîne le générateur de gaz (1 1 , 21 ) en rotation selon une vitesse pré- positionnée dans une fenêtre d'allumage puis, une fois la chambre (CC) allumée, et le générateur de gaz (1 1 , 21 ) est accéléré jusqu'au niveau de puissance bimoteur.
5. Procédé d'optimisation selon la revendication 2, dans lequel, en sortie normale de sur-ralenti, la chambre (CC) étant éteinte, le générateur de gaz
(1 1 , 21 ) est entraîné par un équipement électrique propre à ce générateur, cet équipement le démarre et l'accélère jusqu'à ce que sa vitesse de rotation soit dans une fenêtre d'allumage de la chambre (CC) puis, une fois la chambre allumée, le générateur de gaz (1 1 , 12) est accéléré par une variation du débit carburant jusqu'au niveau de puissance bimoteur.
6. Procédé d'optimisation selon la revendication 2, dans lequel, en sortie d'urgence d'un régime de sur-ralenti en chambre (CC) éteinte, le générateur de gaz (1 1 , 21 ) étant à sa vitesse de rotation dans la fenêtre d'allumage de la chambre de combustion (CC), la chambre (CC) est allumée puis le générateur de gaz est accéléré par le dispositif d'assistance d'urgence.
7. Procédé d'optimisation selon l'une quelconque des revendications 4 à 6, dans lequel une mise à feu à effet quasi-instantané, complémentaire d'un allumage conventionnel à bougies, est déclenchée pour allumer la chambre de combustion (CC) en sortie d'urgence.
8. Procédé d'optimisation de la consommation spécifique d'un hélicoptère équipé de deux turbomoteurs (1 , 2) selon la revendication 1 , définissant des puissances PMD au décollage, dans lequel les turbomoteurs (1 ,2) fournissent des puissances sensiblement différentes présentant un rapport d'hétérogénéité de puissances au moins égal au rapport entre la puissance du régime OEI le plus élevé du turbomoteur de plus faible puissance (2) et la puissance PMD du turbomoteur le plus puissant (1 ), en ce qu'au moins l'un des turbomoteurs (1 , 2) est apte à fonctionner seul en régime continu (B, E, C), l'autre moteur (2, 1 ) étant alors en veille à puissance nulle et chambre de combustion éteinte, tout en restant maintenu en rotation par l'entraînement (E2, E1 ) en vue d'un redémarrage d'urgence.
9. Procédé d'optimisation selon la revendication précédente, dans lequel les deux turbomoteurs (1 , 2) fonctionnent ensemble pendant les phases transitoires de décollage, de vol stationnaire et d'atterrissage.
10. Procédé d'optimisation selon l'une quelconque des revendications 8 ou 9, dans lequel le turbomoteur de plus faible puissance (2) fonctionne seul lorsque la puissance totale demandée est inférieure ou égale à sa PMC.
1 1 . Architecture bimoteur équipée d'un système de régulation (4) pour la mise en œuvre du procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisée en ce qu'elle comporte deux turbomoteurs (1 , 2) équipés chacun d'un générateur de gaz (1 1 , 21 ) et d'une turbine libre (12, 22) définissant des puissances maximales disponibles (PMD, PMC), en ce que chaque générateur de gaz (1 1 , 21 ) est équipé de moyens (E1 , E2) aptes à activer le générateur de gaz (1 1 , 21 ) en sortie de régime de ralenti, comportant des moyens d'entraînement en rotation (AE) et des moyens d'accélération du générateur de gaz, et d'un dispositif d'assistance mécanique d'urgence (U1 , U2) comportant des moyens de mise à feu à effet quasi-instantané, complémentaires des moyens conventionnels d'allumage à bougies, et des moyens mécaniques d'accélération de générateur de gaz (1 1 , 21 ) par une source autonome embarquée, et en ce que le système de régulation (4) contrôle les moyens d'entraînement (E1 , E2) et les dispositifs d'assistance d'urgence (U1 , U2) des générateurs de gaz (1 1 , 21 ) en fonction des conditions et des phases de vol (A à F) de l'hélicoptère selon un profil de mission préalablement enregistré dans une mémoire (6) de ce système (4). 12. Architecture bimoteur selon la revendication précédente, dans laquelle les moyens d'entraînement actifs (E1 , E2) d'un générateur de gaz (1 1 , 21 ) sont choisis parmi un démarreur électrique équipant ce générateur de gaz, alimenté par un réseau de bord ou un démarreur/générateur équipant l'autre générateur de gaz (21 , 1 1 ), un générateur électrique, entraîné par une boîte de transmission de puissance (3) ou directement par la turbine libre (22,
12) de l'autre turbomoteur (2, 1 ), et un dispositif d'entraînement mécanique couplé à cette BTP (3) ou à cette turbine libre (12, 22).
13. Architecture bimoteur selon l'une des revendication 1 1 ou 12 en ce que les moyens d'entraînement actifs (E1 , E2) sont aptes à maintenir le générateur de gaz (1 1 , 21 ) en rotation chambre de combustion.
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