WO2014198920A1 - Avion à dispositif d'assistance au décollage et procédé de mise en oeuvre - Google Patents

Avion à dispositif d'assistance au décollage et procédé de mise en oeuvre Download PDF

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WO2014198920A1
WO2014198920A1 PCT/EP2014/062421 EP2014062421W WO2014198920A1 WO 2014198920 A1 WO2014198920 A1 WO 2014198920A1 EP 2014062421 W EP2014062421 W EP 2014062421W WO 2014198920 A1 WO2014198920 A1 WO 2014198920A1
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WO
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aircraft
propulsion
wheel
wheel motor
take
Prior art date
Application number
PCT/EP2014/062421
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English (en)
Inventor
Emmanuel Joubert
Hichem SMAOUI
Charles NESPOULOUS
Bruno RECHAIN
Original Assignee
European Aeronautic Defence And Space Company Eads France
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Publication date
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    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C25/00—Alighting gear
    • B64C25/32—Alighting gear characterised by elements which contact the ground or similar surface 
    • B64C25/405—Powered wheels, e.g. for taxing
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/80—Energy efficient operational measures, e.g. ground operations or mission management

Definitions

  • the present invention belongs to the field of aircraft propulsion.
  • the invention relates to an aircraft comprising a device ensuring the propulsion of the aircraft plane when it is on the ground during the take-off phases and incidentally the taxiing phases during its ground circulation.
  • the invention also relates to a method of implementing the device.
  • the movement on the ground excluding certain movements made with a towing vehicle, is generally performed by rolling on wheels of a landing gear under the action of the propulsion motors of the aircraft. 'plane.
  • the engines of the aircraft, reactors, turboprop turbines or piston engines are therefore started and the force generated by reaction or propellers is modulated by the orders of the pilot to move the aircraft on its wheels.
  • the engines are quickly brought to their nominal takeoff power so as to accelerate the aircraft on the runway, from a speed of almost zero, to the speed necessary to achieve the flight.
  • the engines When traveling on the ground the engines are also used with more or less power in combination with the brakes to regulate the movement on taxiways and other traffic areas.
  • This procedure is used in the case of civil aircraft because it has the advantage of being simple and universal to implement and allows the aircraft to be autonomous.
  • the engines have a poor performance that leads to a significant consumption of fuel in the mission of the aircraft and emit pollutants due to the combustion residues emitted at ground level and imperfect combustion of fuels.
  • the sound level produced on the ground in these conditions affects the residents of airports.
  • wheel motors powered by on-board power generators for example electric or hydraulic motors.
  • propulsion engines Although limiting the use of propulsion engines, these engines require energy that is provided by propulsion engines operating at least idle or by an auxiliary power unit (APU). The interest of such a solution is therefore limited, especially as the mass and complexity introduced into the landing gear penalize the aircraft elsewhere.
  • APU auxiliary power unit
  • the present invention provides an aircraft comprising a take-off assistance device that reduces the current constraints related to the use of only the propulsion engines during takeoff.
  • the aircraft of the invention conventionally comprises one or more propulsion engines and a landing gear comprising wheels arranged on undercarriages.
  • the aircraft also comprises at least one wheel motor arranged to rotate at least one wheel of an undercarriage of a landing gear of the aircraft, and the take-off assistance device comprises at least one main computer.
  • command and control system that supervises the operation of the propulsion engine (s) and the wheel motor (s) while the airplane is taxiing during a take-off phase, the wheel motor (s) being an electric motor.
  • the aircraft comprises an electrical energy storage system for powering the wheel motor or motors, said energy storage system comprising in particular a set of supercapacitors and or electric storage batteries and or battery cells.
  • fuel capable of accumulating energy at least equal to the energy required to accelerate the aircraft at taxi from a substantially zero speed at one end of the runway to a velocity Vel less than the take-off speed of the aircraft. airplane when the wheels leave the ground.
  • a first quantity of energy is thus provided to the aircraft by means of the wheels and the wheel motors, resulting in a running speed on the take-off runway having the effect of limiting the energy input by propulsion engines until take-off in a low-speed range where aircraft propulsion engine efficiencies are the worst.
  • the main computer monitors the operation of the propulsion engine (s) and / or wheel motor (s) through secondary computers of each of the propulsion engines and / or wheel motors.
  • a secondary calculator may not concern only one propulsion motor or wheels, for example a FADEC of a propulsion reactor, or may concern two or more propulsion engines or wheels, for example a secondary calculator for several engines of road wheels. an even undercarriage or for example a secondary computer addressing all the wheel motors.
  • the landing gear comprises at least two main undercarriages and an undercarriage and at least one wheel of each of the main undercarriages is driven by a wheel motor.
  • the propulsion engines are electric motors powered by an on-board storage and / or power generation system and the recharging means for supercapacitors and / or electric storage batteries and or fuel cells. are connected to the on-board storage and / or power generation system that powers the propulsion engines to supply power to supercapacitors and / or electric storage batteries and or fuel cells.
  • the aircraft includes a single thrust or power control in the cockpit that determines a desired acceleration order transmitted to the main computer.
  • This provides a simple means of thrust control during taxiing that allows the pilot to perform takeoff acceleration in a conventional manner by acting on the single thrust or thrust control without having to worry about it. different modes of propulsion and their transition.
  • the invention also relates to a method of accelerating the take-off of an airplane during a take-off taxiing phase, said aircraft comprising at least one propulsion engine and comprising at least one wheel motor, electrically powered with energy, arranged to rotating at least one wheel of an undercarriage of a landing gear of the aircraft.
  • the take-off acceleration during the taxiing phase comprises a first step E during which the aircraft is accelerated mainly by the wheel motor (s), then a second step H during which the airplane is accelerated jointly by the or the wheel motors and by the propulsion engine or engines, then a third step P during which the aircraft is accelerated mainly by the propulsion engine or engines.
  • the transition from the first step E to the second step H is characterized by a first speed VeO and the transition from the second step H to the third step P is characterized by a second velocity Vel greater than the velocity VeO, the second velocity Vel resulting operating limits of the at least one wheel motor and an electrical energy storage system electrically supplying the one or more wheel motors, the first speed VeO being calculated by the main computer according to an estimated acceleration between the two speeds VeO and Vel, dependent on the thrust produced by the wheel motors combined with that of the propulsion engines, and as a function of a time of establishment of the thrust or the power of a take-off speed of the at least one propulsion engine.
  • the speed of the propulsion motor or engines is continuously controlled so that a resulting thrust produced or the propulsion engines is substantially zero or weakly positive.
  • the propulsion engines create an aerodynamic drag which would have the effect of reducing the acceleration, of increasing the quantity of electrical energy to reach the speed of desired transition and increase the runway length required for take-off.
  • the wheel motor (s) are decoupled, for example by a controlled clutch / clutch system or by a freewheel operation when the wheels are rotated on the ground at a speed greater than that of the motors. of wheels or wheels which they rotate during the third step P, avoiding that the motors are driven empty by the speed of the wheels, in particular if it is desirable that the speed of rotation of the motors of wheels is limited or to prevent said wheel motors from taking up energy provided by the propulsion engines.
  • the wheel motor or motors are used as an electric energy generator in the event of deceleration of the aircraft during taxiing, for example due to an interruption in take-off or during a landing.
  • Figure 1 an aircraft according to the invention with a block diagram of the take-off assistance device
  • Figure 2 an illustration of the various steps of takeoff, according to the invention, an aircraft on a track.
  • Figure 2 an illustration of the various steps of takeoff, according to the invention, an aircraft on a track.
  • the different elements of the same drawing or on the different drawings are not necessarily represented on the same scale.
  • FIG. 1 represents a view of a plane 100 on the ground and schematically illustrating the various main components of the invention.
  • the aircraft 100 comprises in known manner a landing gear, in the example shown two main landing gear 10a fixed to the wings of the aircraft symmetrically and a front landing gear 10b, in a conventional arrangement.
  • the number and arrangement of landing gear landing gears are however not imposed and may be different from the illustrated form.
  • the aircraft 100 comprises, also in known manner, two propulsion engines 11, here double-flow reactors, attached to the wings.
  • the number and the arrangement of the engines are also not imposed in the context of the invention, the aircraft comprising at least one engine.
  • the engine (s) can also be fixed other than under the wing, for example attached to the fuselage.
  • the aircraft comprises a take-off assistance device 20 comprising:
  • At least one wheel motor 12 mechanically coupled to provide a rotational drive of at least one wheel 13 of the landing gear, said at least one wheel motor being an electric motor;
  • an electrical energy storage system 21 for supplying the wheel motor (s) 12;
  • At least one control and control main computer 22 which supervises the operation of the propulsion engine (s) 11 and the wheel motor (s) 12.
  • At least one wheel of each of the main undercarriages 10a is coupled, at least in certain take-off steps, to a wheel motor 12 of said undercarriage.
  • Each wheel motor 12 is dimensioned in power so that the set of wheel motors is able to accelerate the aircraft 100 in an initial takeoff taxiing step with an acceleration of the order of 1 m / s 2 or plus, ideally an acceleration close to an acceleration that would be obtained with the only propulsion engines 11 in standard condition (at sea level and ISA temperature).
  • each wheel motor comprises a disengaging device, not shown, which, depending on the driving phases, allows coupling or decoupling a wheel motor from the wheel.
  • the main computer 22 for example a digital technology calculator having a processor and memory units for storing instructions and executing a program, receives data relating to the operation of each of the propulsion engines 11 and wheel motors 12 produced by a calculator secondary 23a of each of the propulsion motors 11 and or a secondary computer 23b of each of the wheel motors 12 and generates commands, for example a controlled thrust, or a wheel rotation speed controlled, generally a control relating to the power to be delivered by each motor and which are transmitted to the secondary computer of the engine considered.
  • the secondary computer 23a is for example in the case of a reactor or a turboprop engine designated FADEC (Full Authority Digital Engine Control) on current aircraft engines.
  • FADEC Full Authority Digital Engine Control
  • all or part of the functions that can be performed in the secondary computers 23a, 23b are provided directly by the main computer 22 taking into account a complexity of the functions provided and design constraints in terms of security.
  • each propulsion motor 11 and each wheel motor 12 comprises a secondary computer 23a, 23b.
  • the main computer 22 also includes control signal inputs corresponding to pilot commands issued from pilot commands or orders developed by an autopilot from equipment 14 dedicated to piloting the aircraft 100 as well as corresponding data signals. to information on the operating conditions of the aircraft such as for example a measured speed provided for example by a central air and inertial, in particular a true speed Vv of the aircraft relative to the ground and an airspeed Vcas (Calibrated Air Speed) of the aircraft with respect to the air, and also reference speeds functions of the take-off conditions such that, in the case of a multi-engine airplane, a decision speed VI beyond which the takeoff must not be interrupted or a rotation speed Vr.
  • a measured speed provided for example by a central air and inertial
  • Vv true speed
  • Vcas librated Air Speed
  • the electrical energy storage system 21 necessary for the operation of the wheel motors 12 is sized to store an amount of electrical energy at least equal to that to be delivered in mechanical form by all the wheel motors during a phase. of takeoff of the aircraft and the duration during which said wheel motors will participate in the acceleration of the aircraft 100 on the track, that is to say with sufficient power to satisfy this condition.
  • the energy delivered by the wheel motors 12 is at most equal, in practice less, to the total energy acquired by the aircraft 100 during the take-off period. This limit is introduced naturally because the wheels 13 can no longer provide energy after the aircraft has left the ground.
  • propulsion engines 11 actually provide the thrust required for the flight when the wheels of the aircraft leave the ground.
  • the wheel motors 12 are advantageously sized to provide energy to the aircraft only in an initial phase of takeoff, thus limiting the constraints of the electrical energy storage system and the constraints of rotational speeds and power of the wheel motors 12, propulsion engines taking the relay when the speed of the aircraft on the ground reaches a transition speed Vtl.
  • the electrical energy storage system comprises alone or in combination: electric storage batteries, fuel cells, a set of supercapacitors 24. These components have a storage capacity of electrical energy and are able to provide the electric power required by the wheel motors.
  • the electrical energy storage system 21 further comprises means 25 for recharging the set of supercapacitors 24 and or batteries of electric accumulators.
  • the charging means 25 comprise as energy generator for example conventional electric storage batteries, or fuel cells, or an auxiliary power unit with thermal engine (APU). These recharging means 25 do not need to deliver the power necessary for the operation of the wheel motors 12 but are able to deliver over a long enough period the energy required to recharge the supercapacitors 24 and or electric storage batteries having capabilities and performance.
  • APU auxiliary power unit with thermal engine
  • the recharging means 25 comprise connection means 26 to ground energy sources, not shown, which make it possible to recharge the supercapacitors 24 and or electric storage batteries, and or the fuel cells, before a flight without using the energy stored on board the aircraft 100 by the charging means 25.
  • the recharging means 25 use a braking energy during a deceleration phase of the aircraft, in particular during an interrupted landing or take-off, to recharge the supercapacitors 24.
  • the braking energy is taken from the kinetic energy of the aircraft 100 by the wheel motors 12 operating in an electric generator mode.
  • the take-off comprises three main stages, as shown in FIG. 2, which presents an aircraft in taxi phase. take-off on a runway on a take-off flight path 31.
  • a first step E the aircraft 100 is at a first end of a take-off runway, at zero or low speed, the supercapacitors 24 and / or electric storage batteries having been previously loaded by the recharging means 25, either with an energy generator embedded in the aircraft or by a source of energy external to the aircraft.
  • Propulsion engines 11, if they have not been started previously are started and maintained at an idle ground speed before the start of acceleration on the runway 30 takeoff.
  • the prior start of the propulsion engines 11 is a priori necessary for safety reasons in order to check their correct operation before takeoff and to avoid aerodynamic drag when the speed of the aircraft is increased during the first step E as described herein. -after.
  • said main computer controls the wheel motors 12 to produce an acceleration of the aircraft 100 on the runway 30.
  • a limited acceleration can be controlled by the main computer 22, in a general case it will be sought the maximum acceleration compatible with the capacities of the wheel motors 12, the energy storage system 21 and wheel adhesion 13 on the track, adhesion capacity which can be limited and binding in the event of a contaminated runway.
  • the main computer 22 simultaneously acts on the power of the propulsion engines 11, initially at idle, so as to maintain a resultant thrust, absolute thrust decreased aerodynamic drag, said engines of substantially zero or weakly positive propulsion , depending on the speed reached by the aircraft 100 at each moment.
  • This control of the main computer 22 has the effect of preventing the propulsion motors 11 from causing drag due to the winding operation of the propellers or the reactor fans. Such drag would cause an additional energy requirement for the wheel motors 12 to reach a given speed and would go in the opposite direction of maximum acceleration for takeoff and a desired energy saving.
  • This first step is continued until a speed of the aircraft VeO.
  • a second step H is engaged in which the propulsion of the aircraft 100, still accelerating and rolling on the track 100, is carried out in a hybrid manner by a joint action of the wheel motors 12 and engines Propulsion 11.
  • the main computer 22 controls, at the passage of the speed VeO, the takeoff thrust of the propulsion engines 11 while continuing to control the wheel motors 12 so that the latter continue to provide an acceleration energy .
  • the second step H ends when the aircraft 100 still traveling on the runway 30 reaches a speed Vel.
  • the speed Vel corresponds to a limitation of the wheel motors 12 when the latter are no longer able to produce an acceleration due in particular to the speed of rotation of the wheels and the required power.
  • the propulsion engines 11 produce, when the speed Vel is reached at the end of the step H, the take-off thrust controlled by the main computer. .
  • propulsion engines in particular the turbines of reactors or turboprops, require a duration dt, variable, revving up to several seconds due to an inertia of the rotating parts and control constraints .
  • the speed VeO is calculated by the main computer 22 according to the particular conditions takeoff, in particular the temperature and altitude of the runway, which make it possible to determine a duration necessary for the propulsion engines 11 to reach the take-off thrust and as a function of an estimated acceleration during said duration dt.
  • a third step P is engaged in which the aircraft is accelerated by the thrust produced by the propulsion engines 11.
  • the third step P ends with the end of taxiing of the aircraft 100 on the runway 30 of takeoff, that is to say when the wheels of the aircraft leave the ground after the rotation of the aircraft at the speed Vr.
  • the wheel motors 12 no longer provide power to the wheels and the aircraft. They are in this stage driven in free rotation without absorbing energy, except for possible friction, which will be minimized by conventional solutions, or mechanically decoupled wheels 13.
  • the wheels driven by wheel motors in the first and second steps are mechanically decoupled wheel motors, for example by a controlled clutch / clutch system or for example by a freewheel system, for example ratchets, which allows the wheel to have a speed greater than the rotational speed at which it would be driven by the wheel motor without causing the motor to rotate.
  • the aircraft 100 continues its flight phase conventionally after rotating at the speed Vr.
  • the aircraft 100 comprising the take-off device 20 described is capable of variants within the reach of those skilled in the art.
  • the various means of the device will advantageously be adapted to the technological choices of the aircraft 100 to which said device is integrated.
  • the electrical energy storage system 21 will be arranged to use, alone or in combination with other sources, storage and / or power generation sources of the propulsion system.
  • the wheels coupled to wheel motors will be wheels supporting a significant weight of the aircraft, for example the wheels of the main landing gear, without it being excluded to also couple wheels auxiliary landing gear.
  • a wheel motor can also drive several wheels of the same undercarriage or one.
  • the main computer 22 receives a takeoff acceleration command from a single command of a pilot of the aircraft so that the different steps E, H and P of the takeoff acceleration corresponding to the successive modes of acceleration by the wheel motors 12 and the propulsion motors 11 need not be taken into account by the pilot in his take-off conduct.
  • the take-off assistance device 20 is also used to carry out the taxiing of the aircraft during its movements on the ground on the taxiways to get from a parking lot to the start of the take-off runway. and or to get from the runway to a parking lot after a landing.
  • the wheel motors are not necessarily powered by supercapacitors and / or electric storage batteries and can be powered by other sources of power. energy storage means of charging or the aircraft.
  • the take-off aid device and its method of implementation allow to limit the operation of the propulsion engines during a significant portion of the taxiing of the aircraft.
  • the power provided by the wheel motors is independent of the altitude of the ground unlike the case of thermal engines, turbines or piston engines, whose thrust or power varies in the same direction as the atmospheric pressure decreases as altitude increases.

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Abstract

Un avion (100) à dispositif d'assistance au décollage (20) comporte au moins un moteur de propulsion (11) et au moins un moteur de roues (12) agencé pour entraîner en rotation au moins une roue (13) d'un atterrisseur (10a, 10b) d'un train d'atterrissage de l'avion. Le dispositif d'assistance au décollage (20) comporte au moins un calculateur principal (22) de commande et de contrôle qui supervise le fonctionnement du ou des moteurs de propulsion (11) et du ou des moteurs de roues (12) lorsque l'avion est en cours de roulage lors d'une phase de décollage, ledit au moins un moteur de roues étant un moteur électrique. Dans une première étape E l'avion est accéléré principalement par le ou les moteurs de roues (12). Dans une deuxième étape H l'avion est accéléré conjointement par le ou les moteurs de roues (12) et par le ou les moteurs de propulsion (11). Dans une troisième étape P l'avion est accéléré principalement par le ou les moteurs de propulsion (11).

Description

AVION A DISPOSITIF D'ASSISTANCE AU DÉCOLLAGE
ET PROCÉDÉ DE MISE EN ŒUVRE
La présente invention appartient au domaine de la propulsion des aéronefs.
Plus particulièrement l'invention concerne un avion comportant un dispositif assurant la propulsion de l'avion avion lorsqu'il est au sol pendant les phases de décollage et accessoirement les phases de roulages lors de sa circulation au sol.
L'invention concerne également un procédé de mise en œuvre du dispositif. Dans le domaine de l'exploitation des avions, le déplacement au sol, hors certains déplacement réalisés avec un véhicule tracteur, est très généralement réalisé par roulement sur des roues d'un train d'atterrissage sous l'action des moteurs de propulsion de l'avion.
Les moteurs de l'avion, réacteurs, turbines de turbopropulseurs ou moteurs à pistons, sont pour cela mis en route et la force générée par réaction ou par les hélices est modulée par les ordres du pilote pour déplacer l'avion sur ses roues.
Lors du décollage, les moteurs sont amenés rapidement à leur puissance nominale de décollage de sorte à accélérer l'avion sur la piste de décollage, depuis une vitesse quasi nulle, jusqu'à la vitesse nécessaire à la réalisation de l'envol.
Lors des déplacements au sol les moteurs sont également utilisés avec plus ou moins de puissance en combinaison avec les freins pour réguler le déplacement sur les taxiways et autres aires de circulation.
Cette manière de procéder est utilisée dans le cas des avions civils car elle présente l'avantage d'être simple et universelle à mettre en œuvre et permet à l'avion d'être autonome.
Cependant elle a le défaut d'utiliser les moteurs de propulsion qui sont adaptés à des vitesses de vol, bien supérieures aux vitesses de roulage en début d'accélération au décollage et de déplacement au sol.
Dans de telles conditions, les moteurs ont un mauvais rendement qui entraîne une consommation non négligeable de carburant dans la mission de l'avion et émettent des polluants du fait des résidus de combustion émis au niveau du sol et d'une combustion imparfaite des carburants. En outre le niveau sonore produit au sol dans ces conditions affecte les riverains des aéroports.
Ces inconvénients sont d'autant plus gênant que les aéroports concentrent un nombre important de mouvements d'avions.
Pour éviter d'utiliser les moteurs de l'avion pendant le roulage au sol sur les taxiways, il a été proposé d'utiliser des moteurs de roues alimentés par des générateurs d'énergie embarqués, par exemple des moteurs électriques ou hydrauliques.
Bien que limitant l'utilisation des moteurs de propulsion, ces moteurs ont besoin d'une énergie qui est apportée par les moteurs de propulsions fonctionnant au moins au ralenti ou par un groupe auxiliaire de puissance (APU). L'intérêt d'une telle solution s'en trouve en conséquence limitée, d'autant que la masse et la complexité introduite dans les trains d'atterrissage pénalisent l'avion par ailleurs.
Il est également connu d'apporter une assistance au décollage des avions par le moyen d'une catapulte intégrée dans la piste de décollage. Cette solution qui s'est imposée sur les porte-avions se justifie en raison de la longueur limitée de la piste de décollage et l'énergie apportée par la catapulte est alors combinée avec la poussée maximale des moteurs.
Dans ce cas l'avion est dépendant de la piste et une telle solution n'est pas adaptée au fonctionnement d'un aéroport civil. La présente invention propose un avion comportant un dispositif d'assistance au décollage qui permet de diminuer les contraintes actuelles liées à l'usage des seuls moteurs de propulsion lors du décollage. L'avion de l'invention comporte de manière conventionnelle un ou plusieurs moteurs de propulsion et un train d'atterrissage comportant des roues agencées sur des atterrisseurs.
L'avion comporte également au moins un moteur de roues agencé pour entraîner en rotation au moins une roue d'un atterrisseur d'un train d'atterrissage de l'avion, et le dispositif d'assistance au décollage comporte au moins un calculateur principal de commande et de contrôle qui supervise le fonctionnement du ou des moteurs de propulsion et du ou des moteurs de roues lorsque l'avion est en cours de roulage lors d'une phase de décollage, le ou les moteurs de roues étant un moteur électrique.
Il est ainsi obtenu un avion qui permet d'accélérer l'avion sur une piste de décollage par le moyen de moteurs électriques de roue en limitant l'utilisation des moteurs de propulsion.
L'avion comporte un système de stockage d'énergie électrique pour l'alimentation du ou des moteurs de roues, ledit système de stockage d'énergie comportant en particulier un ensemble de supercondensateurs et ou de batteries d'accumulateurs électriques et ou de piles à combustible aptes à accumuler une énergie au moins égale à l'énergie nécessaire pour accélérer l'avion au roulage, depuis une vitesse sensiblement nulle à une extrémité de la piste de décollage jusqu'à une vitesse Vel inférieure à la vitesse de décollage de l'avion lorsque les roues quittent le sol.
Il est ainsi apportée une première quantité d'énergie à l'avion par l'intermédiaire des roues et des moteurs de roues, se traduisant par une vitesse de roulage sur la piste de décollage ayant pour effet de limiter l'apport d'énergie par les moteurs de propulsion jusqu'au décollage dans un domaine de basses vitesses où les rendements des moteurs de propulsion des avions sont les moins bons.
Dans une forme de réalisation, le calculateur principal supervise le fonctionnement du ou des moteurs de propulsion et/ou du ou des moteurs de roues par l'intermédiaire de calculateurs secondaires de chacun des moteurs de propulsion et ou des moteurs de roues. Un calculateur secondaire peut ne concerner qu'un seul moteur de propulsion ou de roues, par exemple un FADEC d'un réacteur de propulsion, ou peut concerner deux ou plus moteurs de propulsion ou de roues, par exemple un calculateur secondaire s'adressant à plusieurs moteurs de roues d'un même atterrisseur ou par exemple un calculateur secondaire s'adressant à l'ensemble des moteurs de roues.
Dans une forme de réalisation, le train d'atterrissage comporte au moins deux atterrisseurs principaux et un atterrisseur auxiliaire et au moins une roue de chacun des atterrisseurs principaux est entraînée par un moteur de roues.
Il est ainsi possible d'appliquer au moyen des moteurs de roues un couple important du fait que l'adhérence pneu-piste qui est proportionnel à la force avec laquelle l'avion appuie sur la roue est principalement concentré sur les atterrisseurs principaux, généralement plus de 90% du poids de l'avion réparti en statique sur les différents atterrisseurs principaux.
Dans une forme de réalisation, les moteurs de propulsion sont des moteurs électriques alimentés par un système de stockage et ou de production d'énergie électrique embarqué et les moyens de recharge des supercondensateurs et ou de batteries d'accumulateurs électriques et ou de piles à combustible sont connectés au système de stockage et ou de production d'énergie électrique embarqué qui alimente les moteurs de propulsion pour fournir l'énergie aux supercondensateurs et ou de batteries d'accumulateurs électriques et ou de piles à combustible.
Il est ainsi réalisé un avion à propulsion électrique dans lequel l'accélération au sol pendant la phase de décollage utilise une quantité réduite d'énergie électrique sans qu'il soit nécessaire de disposer dans l'avion de moyens spécifiques de stockage pour alimenter les moteurs de roues.
Dans une forme de réalisation, l'avion comporte une commande de poussée ou de puissance unique dans le poste de pilotage qui détermine un ordre d'accélération souhaité transmis au calculateur principal.
Il est ainsi obtenu un moyen simple de commande de la poussée pendant le roulage qui permet au pilote de réaliser l'accélération du décollage de manière conventionnelle par une action sur l'unique commande de puissance ou de poussée sans qu'il ait à se préoccuper des différents modes de propulsion et de leur transition.
L'invention concerne également un procédé d'accélération au décollage d'un avion pendant une phase de roulage du décollage, le dit avion comportant au moins un moteur de propulsion et comportant au moins un moteur de roues, alimenté électriquement en énergie, agencé pour entraîner en rotation au moins une roue d'un atterrisseur d'un train d'atterrissage de l'avion.
Suivant le procédé, l'accélération au décollage pendant la phase de roulage comporte une première étape E pendant laquelle l'avion est accéléré principalement par le ou les moteurs de roues, puis une deuxième étape H pendant laquelle l'avion est accéléré conjointement par le ou les moteurs de roues et par le ou les moteurs de propulsion, puis une troisième étape P pendant laquelle l'avion est accéléré principalement par le ou les moteurs de propulsion.
Il est ainsi pris avantage du rendement de la propulsion par entraînement en rotation des roues de l'avion en début de l'accélération lorsque la vitesse est la plus faible et que les moteurs de propulsion de l'avion ont les rendements les moins bons et de l'entraînement par les moteurs de propulsion de l'avion qui réalise nécessairement seuls la propulsion de l'avion lorsque les roues ont quitté le sol.
Le passage de la première étape E à la deuxième étape H est caractérisé par une première vitesse VeO et le passage de la deuxième étape H à la troisième étape P est caractérisé par une deuxième vitesse Vel supérieure à la vitesse VeO, la deuxième vitesse Vel résultant de limites de fonctionnement de l'au moins un moteur de roues et d'un système de stockage d'énergie électrique alimentant électriquement le ou les moteurs de roues, la première vitesse VeO étant calculée par le calculateur principal en fonction d'une accélération estimée entre les deux vitesses VeO et Vel, dépendante de la poussée produite par les moteurs de roues combiné à celle des moteurs de propulsion, et en fonction d'un temps d'établissement de la poussée ou de la puissance d'un régime de décollage de l'au moins un moteur de propulsion.
Il est ainsi obtenu une transition progressive de l'accélération par les seules roues de l'avion à l'accélération par les moteurs de propulsion en exploitant au maximum les capacités des moteurs de roues et du système de stockage d'énergie électrique et en assurant aux moteurs de propulsion le délai nécessaire à l'établissement de la poussée de décollage.
Avantageusement, lors de l'accélération de l'avion au cours de la première étape E, le régime du ou des moteurs de propulsion est contrôlé de manière continue de sorte qu'une poussée résultante produite le ou les moteurs de propulsion soit sensiblement nulle ou faiblement positive.
Il est ainsi évité que pendant l'accélération réalisée au moyen des moteurs de roues, les moteurs de propulsion ne crée une traînée aérodynamique qui aurait pour effet de diminuer l'accélération, d'augmenter la quantité d'énergie électrique pour atteindre la vitesse de transition souhaitée et d'augmenter la longueur de piste nécessaire pour le décollage.
Dans une forme de réalisation le ou les moteurs de roues sont découplés, par exemple par un système d'embrayage/débrayage commandé ou par un fonctionnement en roue libre lorsque les roues sont entraînées en rotation sur le sol à une vitesse supérieure à celle des moteurs de roues, de la ou des roues qu'ils entraînent en rotation pendant la troisième étape P, évitant que les moteurs ne soient entraînés à vide par la vitesse des roues, en particulier s'il est souhaitable que la vitesse de rotation des moteurs de roues soit limitée ou pour éviter que les dits moteurs de roues ne reprennent une énergie apportée par les moteurs de propulsion.
Dans une forme de mise en œuvre du procédé, le ou les moteurs de roues sont utilisés comme générateur d'énergie électrique en cas de décélération de l'avion au roulage, par exemple en raison d'une interruption du décollage ou lors d'un atterrissage.
Il est ainsi obtenu d'une part une force de freinage qui limite le besoin de recourir dans les situations correspondantes à des inverseurs de poussée des moteurs de propulsion, les moteurs de poussée pouvant alors en être dépourvu ce qui simplifie les moteurs de propulsion, en diminue la masse et en améliore le rendement propulsif de croisière en évitant les pertes induites par les inverseurs de poussée, et limite le besoin de recourir à des freins de roues dont une utilisation intensive est une source de coût de maintenance élevée. Par ailleurs il est obtenu une recharge, au moins partielle, des supercondensateurs, lorsque de tels supercondensateurs sont mis en œuvre, qui, contrairement à des accumulateurs conventionnels, sont en mesure d'accumuler sous forme électrique la quantité d'énergie importante que représente le freinage d'un avion à l'atterrissage ou lors d'une interruption du décollage, dans la brève durée du freinage, en pratique quelques secondes.
La description d'un mode de réalisation non limitatif de l'invention est faite en référence aux figures qui représentent de manière schématique :
Figure 1 : un avion suivant l'invention avec un schéma synoptique du dispositif d'assistance au décollage ;
Figure 2 : une illustration des différentes étapes du décollage, suivant l'invention, d'un avion sur une piste. Pour des raisons d'illustration, les différents éléments d'un même dessin ou sur les différents dessins ne sont pas nécessairement représentés à la même échelle.
La figure 1 représente une vue un avion 100 au sol et illustrant schématiquement les différents composants principaux de l'invention.
L'avion 100 comporte de manière connue un train d'atterrissage, dans l'exemple illustré deux atterrisseurs principaux 10a fixés aux ailes de l'avion de manière symétrique et un atterrisseur auxiliaire avant 10b, suivant un agencement conventionnel. Le nombre et l'agencement des atterrisseurs du train d'atterrissage ne sont cependant pas imposés et peuvent être différents de la forme illustrée.
L'avion 100 comporte, également de manière connue, deux moteurs de propulsion 11, ici des réacteurs doubles flux, fixés aux ailes. Le nombre et l'agencement des moteurs ne sont également pas imposés dans le cadre de l'invention, l'avion comportant au moins un moteur. Le ou les moteurs peuvent également être fixés autrement que sous l'aile, par exemple fixés au fuselage. En outre, l'avion comporte un dispositif d'assistance au décollage 20 comportant :
au moins un moteur de roues 12 couplé mécaniquement pour assurer un entraînement en rotation d'au moins une roue 13 du train d'atterrissage, le dit au moins un moteur de roue étant un moteur électrique ;
un système de stockage d'énergie électrique 21 pour l'alimentation du ou des moteurs de roues 12 ;
au moins un calculateur principal 22 de commande et de contrôle qui supervise le fonctionnement du ou des moteurs de propulsion 11 et du ou des moteurs de roues 12.
Dans l'exemple illustré, il est considéré qu'au moins une roue de chacun des atterrisseurs principaux 10a est couplée, au moins dans certaines étapes du décollage, à un moteur de roues 12 dudit atterrisseur principal.
Chaque moteur de roues 12 est dimensionné en puissance de sorte que l'ensemble des moteurs de roues soit en mesure d'accélérer l'avion 100 dans une étape de roulage initiale de décollage avec une accélération de l'ordre de 1 m / s2 ou plus, idéalement une accélération voisine d'une accélération qui serait obtenue avec les seuls moteurs de propulsion 11 en condition standard (au niveau de la mer et température ISA).
Dans une forme de réalisation, afin par exemple de diminuer la masse en rotation lorsque les moteurs de roues 12 ne sont pas utilisés, chaque moteur de roues comporte un dispositif de débrayage, non représenté, qui permet, en fonction de phases de roulage, de coupler ou découpler un moteur de roues de la roue.
Dans une forme de réalisation, le calculateur principal 22, par exemple un calculateur de technologie numérique comportant un processeur et des unités de mémoire pour le stockage d'instructions et l'exécution d'un programme, reçoit des données relatives au fonctionnement de chacun des moteurs de propulsion 11 et des moteurs de roues 12 élaborées par un calculateur secondaire 23a de chacun des moteurs de propulsion 11 et ou un calculateur secondaire 23b de chacun des moteurs de roues 12 et génère des ordres, par exemple une poussée commandée, ou une vitesse de rotation des roues commandée, de manière générale une commande relative à la puissance devant être délivrée par chaque moteur et qui sont transmis au calculateur secondaire du moteur considéré. Le calculateur secondaire 23a est par exemple dans le cas d'un réacteur ou d'un turbopropulseur le calculateur désigné FADEC (Full Authority Digital Engine Control) sur les moteurs aéronautiques actuels.
Dans une autre forme de réalisation, tout ou partie des fonctions pouvant être réalisées dans les calculateurs secondaires 23a, 23b sont assurées directement par le calculateur principal 22 en prenant en considération une complexité des fonctions assurées et des contraintes de conception en matière de sécurité.
Dans l'exemple de réalisation illustré, chaque moteur de propulsion 11 et chaque moteur de roues 12 comporte un calculateur secondaire 23a, 23b.
Le calculateur principal 22 comporte également des entrées de signaux de commande correspondant à des ordres de pilotage issus de commandes pilote ou d'ordres élaborés par un pilote automatique depuis des équipements 14 dédiés au pilotage de l'avion 100 ainsi que de signaux de données correspondant à des informations sur les conditions de fonctionnement de l'avion tels que par exemple une vitesse mesurée fournie par exemple par une centrale anémométrique et inertielle, en particulier une vitesse vraie Vv de l'avion par rapport au sol et une vitesse anémométrique Vcas (Calibrated Air Speed) de l'avion par rapport à l'air, et également des vitesses de référence fonctions des conditions de décollage telles que, dans le cas d'un avion multimoteur, une vitesse de décision VI au delà de laquelle le décollage ne doit pas être interrompu ou une vitesse de rotation Vr.
Le système de stockage de l'énergie électrique 21 nécessaire au fonctionnement des moteurs de roues 12 est dimensionné pour stocker une quantité d'énergie électrique au moins égale à celle devant être délivrée sous forme mécanique par l'ensemble des moteurs de roues pendant une phase de décollage de l'avion et dans la durée pendant laquelle lesdits moteurs de roues vont participer à l'accélération de l'avion 100 sur la piste, c'est-à-dire avec une puissance suffisante pour satisfaire cette condition.
Il doit être noté que l'énergie délivrée par les moteurs de roues 12 est au plus égale, en pratique inférieure, à l'énergie totale acquise par l'avion 100 pendant la période de roulage au décollage. Cette limite est introduite naturellement du fait que les roues 13 ne peuvent plus apporter d'énergie après que l'avion a quitté le sol.
En outre il est nécessaire que les moteurs de propulsion 11 fournissent effectivement la poussée nécessaire au vol lorsque les roues de l'avion quittent le sol.
Compte tenu des contraintes de conception des moteurs de roues devant apporter une énergie importante dans une durée courte, le roulage au décollage étant en pratique pour un avion civil de l'ordre de dix à quinze secondes, les moteurs de roues 12 sont avantageusement dimensionnés pour apporter de l'énergie à l'avion seulement dans une phase initiale du décollage, limitant ainsi les contraintes du système de stockage d'énergie électrique et les contraintes de vitesses de rotation et de puissances des moteurs de roues 12, les moteurs de propulsion prenant le relais lorsque la vitesse de l'avion au sol atteint une vitesse Vtl de transition.
Dans une forme de réalisation le système de stockage d'énergie électrique comporte seuls ou associés : des batteries d'accumulateurs électriques, des piles à combustibles, un ensemble de supercondensateurs 24. Ces composants ont une capacité de stockage d'énergie électrique et sont en mesure de fournir les puissances électriques nécessaires aux moteurs de roues.
Les supercondensateurs sont connus et appartiennent à une famille de condensateurs électriques permettant de stocker une énergie électrique avec des temps de charge et de décharge très courts et compatibles avec les besoins d'alimenter les moteurs de roues 12 pendant une durée de l'ordre de dix secondes avec la puissance nécessaire. Dans une forme de réalisation, le système de stockage d'énergie électrique 21 comporte en outre des moyens de recharge 25 de l'ensemble de supercondensateurs 24 et ou de batteries d'accumulateurs électriques.
Les moyens de recharge 25 comportent comme générateur d'énergie par exemple des batteries d'accumulation électrique conventionnelles, ou des piles à combustibles, ou un groupe auxiliaire de puissance à moteur thermique (APU). Ces moyens de recharge 25 ne nécessitent pas de délivrer la puissance nécessaire au fonctionnement des moteurs de roues 12 mais sont en mesure de délivrer sur une période assez longue l'énergie nécessaire à la recharge des supercondensateurs 24 et ou des batteries d'accumulateurs électriques disposant des capacités et des performances voulues.
Dans une forme de réalisation, les moyens de recharge 25 comportent des moyens de connexion 26 à des sources d'énergie sol, non représentées, qui permettent de recharger les supercondensateurs 24 et ou batteries d'accumulateurs électriques, et ou les piles à combustible, avant un vol sans faire appel à l'énergie stockée à bord de l'avion 100 par les moyens de recharge 25.
Dans une forme de réalisation, les moyens de recharge 25 utilisent une énergie de freinage lors d'une phase de décélération de l'avion, en particulier lors d'un atterrissage ou d'un décollage interrompu, pour recharger les supercondensateurs 24. Avantageusement dans ces cas, l'énergie de freinage est prélevée sur l'énergie cinétique de l'avion 100 par les moteurs de roues 12 fonctionnant dans un mode générateur électrique.
Suivant un mode préféré de mise en œuvre d'un avion comportant un dispositif d'assistance au décollage dont les caractéristiques viennent d'être décrites, le décollage comporte trois étapes principales, comme illustré sur la figure 2 qui présente un avion en phase de roulage au décollage sur une piste selon une trajectoire de décollage 31.
Dans une première étape E, l'avion 100 est à une première extrémité d'une piste 30 de décollage, à vitesse nulle ou faible, les supercondensateurs 24 et ou batteries d'accumulateurs électriques ayant été préalablement chargés par les moyens de recharge 25, soit avec un générateur d'énergie embarqué dans l'avion soit par une source d'énergie extérieure à l'avion.
Les moteurs de propulsion 11, s'ils n'ont pas été démarrés antérieurement sont démarrés et maintenus à un régime ralenti sol avant le début de l'accélération sur la piste 30 de décollage.
Le démarrage préalable des moteurs de propulsion 11 est a priori nécessaire pour des raisons de sécurité afin de vérifier leur bon fonctionnement avant le décollage et pour éviter une traînée aérodynamique lorsque la vitesse de l'avion est augmentée lors de la première étape E comme décrit ci-après.
Ces conditions initiales étant réalisées et vérifiées, en particulier par le calculateur principal 22, ledit calculateur principal commande les moteurs de roues 12 pour produire une accélération de l'avion 100 en roulement sur la piste 30.
Bien qu'une accélération limitée puisse être commandée par le calculateur principal 22, dans un cas général il sera recherché l'accélération maximale compatible avec les capacités des moteurs de roues 12, du système de stockage d'énergie 21 et d'adhérence des roues 13 sur la piste, capacité d'adhérence qui peut s'avérer limitée et contraignante en cas de piste contaminée.
Sous l'effet des roues 13 entraînées par les moteurs de roues 12, l'avion 100 accélère sur la piste 30.
Pendant la dite accélération, le calculateur principal 22 agit simultanément sur la puissance des moteurs de propulsion 11, initialement au ralenti, de sorte à maintenir une poussée résultante, poussé absolue diminuée de la traînée aérodynamique, des dits moteurs de propulsion sensiblement nulle ou faiblement positive, en fonction de la vitesse atteinte par l'avion 100 à chaque instant.
Cette commande du calculateur principal 22 a pour effet d'éviter que les moteurs de propulsion 11 ne provoquent une traînée du fait d'un fonctionnement en moulinet des hélices ou des fans de réacteur. Une telle traînée provoquerait un besoin d'énergie supplémentaire pour les moteurs de roues 12 pour atteindre une vitesse donnée et irait dans le sens contraire d'une accélération maximale pour le décollage et d'une économie d'énergie souhaitée.
Cette première étape est poursuivie jusqu'à une vitesse de l'avion VeO. Lorsque la vitesse VeO est atteinte, une deuxième étape H est engagée dans laquelle la propulsion de l'avion 100, toujours en accélération et roulant sur la piste 100, est réalisée de manière hybride par une action conjointe des moteurs de roues 12 et des moteurs de propulsion 11.
Dans cette deuxième étape H, le calculateur principal 22 commande, au passage de la vitesse VeO, la poussée de décollage des moteurs de propulsion 11 tout en continuant à commander les moteurs de roues 12 pour que ces derniers continuent à fournir une énergie d'accélération.
La deuxième étape H se termine lorsque l'avion 100 roulant toujours sur la piste 30 atteint une vitesse Vel.
La vitesse Vel correspond à une limitation des moteurs de roues 12 lorsque ces derniers ne sont plus en mesure de produire une accélération en raison en particulier de la vitesse de rotation des roues et des puissances exigées.
Conjointement, en raison même du choix de la vitesse VeO par rapport à la vitesse Vel, les moteurs de propulsion 11 produisent, lorsque la vitesse Vel est atteinte à la fin de l'étape H, la poussée de décollage commandée par le calculateur principal 22.
En pratique il est connu que les moteurs de propulsion, en particulier les turbines de réacteurs ou de turbopropulseurs, nécessitent une durée dt, variable, de montée en régime pouvant atteindre plusieurs secondes en raison d'une inertie des parties tournantes et de contraintes de régulation.
La vitesse Vel étant connue des caractéristiques de performance des moteurs de roues 12 et du système de stockage d'énergie électrique 21 qui apporte l'énergie aux dits moteurs de roues, la vitesse VeO est calculée par le calculateur principal 22 en fonctions des conditions particulières du décollage, notamment la température et l'altitude de la piste de décollage, qui permettent de déterminer une durée dt nécessaire aux moteurs de propulsion llpour atteindre la poussée de décollage et en fonction d'une accélération estimée pendant ladite durée dt.
Lorsque la vitesse Vel est atteinte par l'avion 100, et que les moteurs de propulsion 11 sont sensiblement à un régime correspondant à la poussée de décollage souhaitée, une troisième étape P est engagée dans laquelle l'avion est accéléré par la poussée produite par les moteurs de propulsion 11.
La troisième étape P se termine par la fin du roulage de l'avion 100 sur la piste 30 de décollage, c'est à dire lorsque les roues de l'avion quittent le sol après la rotation de l'avion à la vitesse Vr.
Au cours de cette troisième étape P, les moteurs de roues 12 n'apportent plus de puissance aux roues et à l'avion. Ils sont dans cette étape entraînés en rotation libre sans absorber d'énergie, sauf d'éventuels frottements, qui seront minimisés par des solutions conventionnelles, ou découplés mécaniquement des roues 13. Dans une forme de réalisation, les roues entraînées par des moteurs de roues dans les première et deuxième étapes sont découplées mécaniquement des moteurs de roues, par exemple par un système d'embrayage/débrayage commandé ou par exemple par un système de roue libre, par exemple à cliquets, qui permet à la roue d'avoir une vitesse de rotation supérieure à la vitesse de rotation à laquelle elle serait entraînée par le moteur de roues sans entraîner le moteur en rotation.
Au delà de cette troisième étape P, l'avion 100 continue sa phase d'envol de manière conventionnelle après avoir effectué une rotation à la vitesse Vr.
L'avion 100 comportant le dispositif d'aide au décollage 20 décrit est susceptible de variantes à la portée de l'homme du métier.
En particulier les différents moyens du dispositif seront avantageusement adaptés à des choix technologiques de l'avion 100 auquel ledit dispositif est intégré.
Avantageusement si les moteurs de propulsion 11 de l'avion sont des moteurs électriques, entraînant par exemple des fans ou des hélices, le système de stockage d'énergie électrique 21 sera agencé pour utiliser, seules ou en combinaison avec d'autres sources, des sources de stockage et ou de production d'énergie électrique du système de propulsion.
Le choix du nombre de moteurs de roues et du nombre de roues entraînées peut être différent en fonction de la masse maximale de l'avion et de la technologie des moteurs de roues. Toutes les roues d'un atterrisseur ou seulement certaines d'entre elles peuvent être entraînées par un moteur de roue.
Pour produire les accélérations de l'avion attendues, avantageusement les roues couplées à des moteurs de roues seront des roues supportant un poids significatif de l'avion, par exemple des roues des atterrisseurs principaux, sans qu'il soit exclu de coupler également des roues d'atterrisseurs auxiliaires.
Un moteur de roues peut également entraîner plusieurs roues d'un même atterrisseur ou une seule.
L'homme du métier sera en mesure de réaliser les choix adaptés pour minimiser la masse totale du dispositif tout en assurant audit dispositif la fiabilité attendue d'un système mis en œuvre lors du décollage d'un avion et pour laquelle les différents cas de défaillance, par exemple d'un moteur de roues, doit être pris en compte.
Dans une forme de réalisation le calculateur principal 22 reçoit un ordre d'accélération au décollage issu d'une commande unique d'un pilote de l'avion de sorte que les différentes étapes E, H et P de l'accélération au décollage correspondant aux modes successifs d'accélération par les moteurs de roues 12 et les moteurs de propulsion 11 n'ont pas besoin d'être pris en compte par le pilote dans sa conduite du décollage.
Dans un mode de mise en œuvre, le dispositif d'assistance au décollage 20 est également utilisé pour réaliser le roulage de l'avion lors de ses déplacements au sol sur les taxiways pour se rendre d'un parking au début de la piste de décollage et ou pour se rendre de la piste à un parking après un atterrissage.
Les exigences de puissance étant dans ce cas moins contraignantes que dans le cas de l'accélération au décollage, les moteurs de roues ne sont pas nécessairement alimentés par les supercondensateurs et ou batteries d'accumulateurs électriques et peuvent être alimentés par d'autres sources de stockage d'énergie des moyens de recharge ou de l'avion.
Le dispositif d'aide au décollage et son procédé de mise en œuvre permettent de limiter le fonctionnement des moteurs de propulsion pendant une partie importante du roulage au sol de l'avion.
Il en résulte une diminution de l'émission de polluants atmosphériques, fumées et carburant non brûlé en particulier, dans le cas des moteurs à combustion, et une diminution du bruit émis par les moteurs et les hélices.
Il en résulte également une diminution sensible de la consommation de carburant ou autre énergie utilisée par les moteurs de propulsion en raison du mauvais rendement du déplacement au sol par le seul moyen de la poussée des moteurs de propulsion comparativement à l'entraînement par les roues de l'avion.
Du fait de l'accélération apportée par les moteurs de roues, il est également permis de diminuer la taille des moteurs de propulsion, au moins lorsque lesdits moteurs de propulsion ont leurs poussées ou puissances maximales déterminées par les contraintes de décollage.
II doit être remarqué à l'appui de cet avantage de l'invention que la puissance apportée par les moteurs de roues est indépendante de l'altitude du terrain contrairement au cas des moteurs thermiques, turbines ou moteurs à pistons, dont la poussée ou la puissance varie dans le même sens que la pression atmosphérique qui diminue lorsque l'altitude augmente.
Il est ainsi obtenu un avion moins bruyant, moins polluant et pouvant utiliser des moteurs moins puissants au moins dans certaines configurations.

Claims

REVENDICATIONS
Avion (100) à dispositif d'assistance au décollage (20) comportant au moins un moteur de propulsion (11) et comportant au moins un moteur de roues (12) agencé pour entraîner en rotation au moins une roue (13) d'un atterrisseur (10a, 10b) d'un train d'atterrissage de l'avion, caractérisé en ce que le dispositif d'assistance au décollage (20) comporte au moins un calculateur principal (22) de commande et de contrôle qui supervise le fonctionnement de l'au moins un moteur de propulsion (11) et de l'au moins un moteur de roues (12) lorsque l'avion est en cours de roulage lors d'une phase de décollage, ledit au moins un moteur de roues étant un moteur électrique.
Avion suivant la revendication 1 comportant un système de stockage d'énergie électrique (21) pour l'alimentation de l'au moins un moteur de roues (12), ledit système de stockage d'énergie électrique comportant un ensemble de supercondensateurs (24) et ou de batteries d'accumulateurs électriques et ou de piles à combustible aptes à accumuler une énergie au moins égale à une énergie d'accélération de l'avion au roulage jusqu'à une vitesse Vel inférieure à une vitesse de décollage de l'avion.
Avion suivant la revendication 1 ou la revendication 2 dans lequel le calculateur principal (22) supervise le fonctionnement de l'au moins un moteur de propulsion (11) et ou de l'au moins un moteur de roues (12) par l'intermédiaire d'un calculateur secondaire (23a, 23b) de chacun des dits au moins un moteur de propulsion et ou au moins un moteur de roues.
Avion suivant l'une des revendications précédentes dans lequel le train d'atterrissage comporte au moins deux atterrisseurs principaux (10a) et un atterrisseur auxiliaire (10b) et dans lequel au moins une roue (13) de chacun des atterrisseurs principaux (10a) est entraînée par un moteur de roues (12). Avion suivant l'une des revendications précédentes dans lequel les moteurs de propulsion (11) sont des moteurs électriques alimentés par un système de stockage et ou de production d'énergie électrique (21) embarqué et dans lequel des moyens de recharge (25) des supercondensateurs (24) et ou de batteries d'accumulateurs électriques et ou de piles à combustible sont connectés audit système de stockage et ou de production d'énergie électrique embarqué pour fournir l'énergie aux supercondensateurs (24) et ou batteries d'accumulateurs électriques et ou piles à combustible.
Avion suivant l'une des revendications précédentes dans lequel une commande de poussée ou de puissance unique d'un poste de pilotage détermine un ordre d'accélération souhaité transmis au calculateur principal (22).
Procédé d'accélération au décollage d'un avion (100) pendant une phase de roulage du décollage, le dit avion comportant au moins un moteur de propulsion (11) et comportant au moins un moteur de roues (12), alimenté électriquement en énergie, agencé pour entraîner en rotation au moins une roue (13) d'un atterrisseur (10a, 10b) d'un train d'atterrissage de l'avion, caractérisé en ce qu'il comporte une première étape E pendant laquelle l'avion est accéléré principalement par l'au moins un moteur de roues (12), puis une deuxième étape H pendant laquelle l'avion est accéléré conjointement par l'au moins un moteur de roues (12) et par l'au moins un moteur de propulsion (11), puis une troisième étape P pendant laquelle l'avion est accéléré principalement par l'au moins un moteur de propulsion (11).
Procédé suivant la revendication 7 dans lequel le passage de la première étape E à la deuxième étape H est caractérisé par une première vitesse VeO et le passage de la deuxième étape H à la troisième étape P est caractérisé par une deuxième vitesse Vel supérieure à la vitesse VeO, la deuxième vitesse Vel résultant de limites de fonctionnement de l'au moins un moteur de roues (12) et d'un système de stockage d'énergie électrique (21) alimentant électriquement ledit au moins un moteur de roues, la première vitesse VeO étant calculée par un calculateur principal (22) en fonction d'une accélération estimée entre les deux vitesses VeO et Vel et en fonction d'un temps d'établissement de la poussée ou de la puissance d'un régime de décollage de l'au moins un moteur de propulsion (11).
9 - Procédé suivant la revendication 8 dans lequel lors de l'accélération de l'avion au cours de la première étape E, un régime de l'au moins un moteur de propulsion (11) est contrôlé de manière continue de sorte qu'une poussée résultante produite par ledit au moins un moteur de propulsion soit sensiblement nulle ou faiblement positive. 10 - Procédé suivant l'une des revendications 7 à 9 dans lequel l'au moins un moteur de roues (12) est découplé de la ou des roues (13) qu'il entraîne en rotation pendant la troisième étape P.
11 - Procédé suivant l'une des revendications 7 à 10 dans lequel l'au moins un moteur de roues (12) est utilisé comme générateur d'énergie électrique en cas de décélération de l'avion au roulage, par exemple en raison d'une interruption du décollage.
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