WO2015145036A1 - Procédé de redémarrage alternatif d'un turbomoteur en veille d'un hélicoptère, et système propulsif d'un hélicoptère multi-moteur permettant la mise en œuvre d'un tel procédé - Google Patents

Procédé de redémarrage alternatif d'un turbomoteur en veille d'un hélicoptère, et système propulsif d'un hélicoptère multi-moteur permettant la mise en œuvre d'un tel procédé Download PDF

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turbine
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Patrick Marconi
Camel SERGHINE
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Turbomeca
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    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Definitions

  • the invention relates to a method of managing a failure of an emergency restart system of a turbine engine in standby of a multi-engine helicopter, including twin engine.
  • the invention more particularly relates to a method of alternately restarting a turbine engine in standby of a helicopter, in particular in the case of a detection of a failure of the emergency restart system of this turbine engine.
  • the invention also relates to a propulsion system of a multi-engine helicopter for carrying out a method according to the invention.
  • a helicopter is usually equipped with at least two turboshaft engines operating at speeds that depend on the flight conditions of the helicopter.
  • a helicopter is said to be in a cruising flight situation when it operates under normal conditions during all phases of the flight, excluding transient phases of take-off, landing or hovering.
  • a helicopter is said to be in a critical flight situation when it is necessary for it to have the total installed power, that is to say in the transitional phases of take-off, climb, landing and revving in which one of the turboshaft engines failed, designated by the acronym OEI (One Engine Inoperative).
  • OEI One Engine Inoperative
  • the turboshaft engines operate at low power levels, lower than their maximum continuous power.
  • the power supplied by the turboshaft engines may be less than 50% of the maximum takeoff power (hereinafter, PMD).
  • PMD maximum takeoff power
  • Cs specific consumption defined as the ratio between the hourly fuel consumption by the turbine engine combustion chamber and the power supplied by this turbine engine, which is in the order of 30% greater than the Cs of the PMD, and therefore an overconsumption of fuel in cruising flight.
  • turboshaft engines are also oversized to be able to ensure the flight in all the flight range specified by aircraft manufacturer and in particular the flight at high altitudes and in hot weather. These flight points, very restrictive, especially when the helicopter has a mass close to its maximum take-off weight, are encountered only in certain cases of use of certain helicopters. As a result, some turboshaft engines, although sized to provide such power, will never fly under such conditions.
  • turboshaft engines are penalizing in terms of weight and fuel consumption. In order to reduce this consumption, especially in cruising flight (or waiting on the ground for example), it is possible to stop one of the turboshaft engines and put it in the so-called "standby mode". The active engine (s) then operate at higher power levels to provide all the power required and therefore at more favorable Cs levels.
  • An output of the standby mode is said to be normal when a change of flight situation requires the activation of the engine in standby, for example when the helicopter will go from a cruising flight situation to a landing phase. Such a normal standby output takes place over a period of 10 s to 1 min.
  • An exit from the standby mode is said to be urgent when a breakdown or a power deficit of the active engine occurs or that flight conditions suddenly become difficult. Such emergency standby output is performed for less than 10 s.
  • the output of the standby mode is provided by an emergency restart device.
  • the invention aims to provide a propulsion system of a multi-engine helicopter comprising at least one hybrid turbine engine adapted to be put in standby, which makes it possible to mitigate a possible failure of the restart system of this hybrid turbine engine.
  • the invention also aims to provide a method of managing a failure of an emergency restart system of a turbomachine in standby.
  • the invention relates to a propulsion system for a multi-engine helicopter comprising turbine engines, each turbine engine comprising a gas generator and a free turbine driven in rotation by the gases of said gas generator and connected to a power transmission box.
  • a controlled mechanical coupling device adapted to link mechanically and on command at least one operating turbine engine, said compensation turbine engine, and said hybrid turbine engine, once in standby, so as to be able to transfer a mechanical power from this compensation turbine engine to said hybrid turbine engine standby for restarting said hybrid turbine engine.
  • a system according to the invention therefore allows, on command, to ensure the restart of the turbine engine standby by taking mechanical energy from a turbine engine running and a transfer of this energy to the turbine standby to be restarted.
  • the command is for example conditioned to the detection of a failure of the restart device of the turbine engine standby.
  • the extraction of mechanical energy on a running turbine engine and transfer to the turbine engine standby is provided by a mechanical coupling device.
  • a hybrid turbine engine is a turbine engine configured to be placed, on command and voluntarily, in at least one predetermined standby mode, from which it can exit in a normal or fast manner (also called urgent).
  • a turboshaft engine may only be on standby during a stabilized flight of the helicopter, that is to say, excluding a failure of a turbine engine of the helicopter, during a cruise flight situation , when evolving under normal conditions. Exiting the standby mode is to switch the turbine engine to acceleration of the gas generator by a drive compatible with the output mode imposed by the conditions (normal standby output or quick standby output (also called emergency).
  • said controlled mechanical coupling device comprises:
  • This variant of the invention makes it possible to take mechanical power directly from the gas generator of the operating turbine engine and to transfer this power directly to the gas generator of the hybrid turbine engine.
  • said controlled mechanical coupling device comprises:
  • This variant of the invention makes it possible to take mechanical power from the free turbine of the running turbine engine and to transfer this power directly to the gas generator of the hybrid turbine engine.
  • said controlled mechanical coupling device comprises:
  • This variant of the invention makes it possible to take mechanical power from the free turbine of the operating turbine engine and to transfer this power to the gas generator of the hybrid turbine engine by means of the free turbine of the hybrid turbine engine and coupling means. between the free turbine of the hybrid turbine engine and the gas turbine generator of the hybrid turbine engine.
  • This variant has the advantage of including the coupling device out of the fire zone, which avoids having to provide additional openings in the firewall.
  • the mechanical coupling device can be configured to take mechanical energy either directly on the gas turbine generator running, or on the free turbine of the turbine engine running. It can also be configured to inject the energy withdrawn either directly on the gas generator of the turbine engine in standby to be restarted, or on the free turbine of the turbine engine standby.
  • specific coupling means are provided to drive the gas turbine generator of the hybrid turbine engine by its free turbine.
  • said reversible mechanical coupling means are chosen from the group comprising at least one friction clutch, a clutch, and a clutch equipped with a synchronizer.
  • a clutch equipped with a synchronizer allows, prior to interconnection, to synchronize the respective speeds of the shafts, which allows better management of the speed differential than in the absence of a synchronizer.
  • the reversible mechanical coupling means may be of any type compatible with a coupling of mechanical shafts. They can for example take the form of a friction clutch, such as a centrifugal clutch, a cone clutch, a single-disk clutch or a multi-disk clutch. Such coupling means have the advantage of allowing sliding between the shafts in a first coupling phase.
  • the control means of this friction clutch are hydraulic or electrical control means of the actuator type.
  • the control means comprise a module adapted to receive information of a malfunction of the hybrid turbine engine restart system. Such a module is for example a software element, a subset of a software program, or a hardware element, or a combination of a hardware element and a software subprogram.
  • said coupling means are configured to allow a temporary sliding of one shaft relative to another during a preliminary coupling phase.
  • control means of said coupling means are electro-mechanical or electro-hydraulic.
  • the invention also relates to a helicopter comprising a propulsion system according to the invention.
  • the invention also relates to a method for managing a failure of a restarting system of a hybrid turbine engine of a propulsion system according to the invention, characterized in that it comprises a step of mechanical coupling on command of at least one turboshaft engine in operation, said compensation turbine engine, with said hybrid turbine engine once in standby, so as to be able to transfer mechanical power from the compensation turbine engine to said hybrid turbine engine standby for restarting said hybrid turbine engine.
  • a method according to the invention further comprises a step of sending a power anticipation order to a compensation turbine engine control system, simultaneously with said control of the mechanical coupling of the compensation turbine engine to said hybrid turbine engine, so that said mechanical power transferred from said compensation turbine engine to said hybrid turbine engine to restart said hybrid turbine engine disturbs as little as possible said helicopter.
  • a method according to the invention is advantageously implemented by a Architecture according to the invention and an architecture according to the invention advantageously implements a method according to the invention.
  • the invention also relates to a propulsion system of a helicopter, a helicopter comprising a propulsion system according to the invention and a method of managing a failure of a restart system of a hybrid turbine engine of a propulsion system according to the invention.
  • invention characterized in combination by all or some of the features mentioned above or hereinafter.
  • FIG. 1 is a schematic view of an architecture of a propulsion system of a helicopter according to one embodiment of the invention
  • FIG. 2 is a schematic view of an architecture of a propulsion system of a helicopter according to another embodiment of the invention
  • FIG. 3 is a schematic view of an architecture of a propulsion system of a helicopter according to another embodiment of the invention.
  • the embodiments described below relate to an architecture of a propulsion system of a twin-engine helicopter. That being so, those skilled in the art will easily understand how to adapt the described embodiments to a propulsion system multi-engine, including tri-engine.
  • This architecture comprises two turboshaft engines 5, 6 connected to the same power transmission box 7.
  • Each turbine engine 5, 6 is controlled by a clean control device not shown in the figures for the sake of clarity.
  • Each turbine engine 5, 6 comprises respectively and as shown in the figures, a generator 17, 27 of gas and a turbine 10, 20 free supplied by the generator 17, 27.
  • Each generator 17, 27 of gas respectively comprises a compressor 14, 24 of air supplying a chamber 13, 23 of combustion of a fuel in the compressed air that delivers hot gases, to a turbine 12, 22 partial expansion of the gas which rotates the compressor 14, 24 via a shaft 15, 25 drive. The gases then drive the turbine 10, 20 free power transmission.
  • Each turbine 10, 20 free respectively comprises a shaft 11, 21 of power transmission connected to the transmission power transmission box 7, through a wheel 16, 26 free.
  • Each wheel 16, 26 free prevents a mechanical blockage of the corresponding turbine engine causes a mechanical blocking of the power transmission box 7 and by extension of the rotor of the helicopter on which the turbine engine is mounted.
  • the turbine engine 6 is a hybrid turbine engine capable of operating in at least one standby mode during a stabilized flight of the helicopter, the turbine engine 5 running then running alone during this flight stabilized.
  • This standby mode is preferably chosen from the following diets:
  • a standby mode in which the combustion chamber is lit and the shaft of the gas generator rotates at a speed comprised between 60 and 80% of the nominal speed
  • assisted super-idling a standby mode, called assisted super-idling, in which the combustion chamber is lit and the shaft of the gas generator rotates, mechanically assisted, at a speed of between 20 and 60% of the nominal speed
  • a standby mode called a turning gear, in which the combustion chamber is extinguished and the shaft of the gas generator rotates, mechanically assisted, at a speed of between 5 and 20% of the nominal speed, -
  • a standby mode called stop, in which the combustion chamber is off and the gas generator shaft is at a complete stop.
  • the hybrid turbine engine 6 may also include an electrotechnical pack for quick restart of the hybrid turbine engine to exit the idle mode and reach a nominal operating speed.
  • This restart pack is not shown in the figures for clarity.
  • This restart pack includes, for example, an electric machine adapted to restart the hybrid turbine engine 6 under normal standby output conditions (that is to say within a time of between 10s and 1min after the wake up control command of the turbine engine 6). It also includes an emergency standby output device adapted to restart the turbine engine 6 under standby exit emergency conditions (that is to say within a period of less than 10 seconds after the standby output command of the turbine engine 1 ).
  • the invention makes it possible to mitigate a possible failure of this restart pack.
  • the propulsion system comprises a controlled mechanical coupling device 80 adapted to mechanically link and on command the turbine engine 5 in operation, then said compensation turbine engine, and said hybrid turbine engine 6, so as to be able to transfer a mechanical power of this turbine engine 5 running towards said hybrid turbine engine 6, which ensures a restart of the turbine engine 6 hybrid standby, despite a failure of the restart pack 6 hybrid turbine engine.
  • device for controlled mechanical coupling comprises means 31 reversible mechanical coupling between a shaft 32 in direct contact with the shaft 15 of the gas generator 17 of the turbine engine 5 running and a shaft 33 in direct contact with the shaft 25 of the gas generator 27 of the hybrid turbine engine 6.
  • the shafts 32, 33 are not in direct contact with the shafts of the corresponding turbine engines, but are mechanically connected thereto by a set of gears.
  • the device 80 further comprises means for controlling the coupling means 31, not shown in the figures for the sake of clarity.
  • the means 31 for mechanical coupling between the shaft 32 and the shaft 33 are for example formed by a friction clutch box, of the disc clutch type, which allows a progressive transmission of the driving torque with a certain sliding between the shafts during a first coupling phase during which the shaft 25 of the gas generator 27 is stationary.
  • this controlled mechanical coupling device 80 comprises means 41 for reversible mechanical coupling between a shaft 42 in direct contact with the shaft 11 of the free turbine 10 of the turbine engine 5 in operation and a shaft 43 in direct contact with the shaft 25 of the gas generator 27 of the hybrid turbine engine 6.
  • the shafts 42, 43 are not in direct engagement with the shafts of the corresponding turbine engines, but are mechanically connected thereto by a gear assembly.
  • the device 80 further comprises means for controlling the coupling means 41, not shown in the figures for the sake of clarity.
  • the means 41 for mechanical coupling between the shaft 42 and the shaft 43 are for example formed by a friction clutch box, of the disc clutch type, which allows a progressive transmission of the driving torque with a certain sliding between the shafts during a first coupling phase during which the shaft 25 of the gas generator 27 is stationary.
  • this device 80 for controlled mechanical coupling comprises means 51 reversible mechanical coupling between a shaft 52 in direct contact with the shaft 11 of the turbine 10 free of the turbine engine 5 running and a shaft 53 in direct contact with the shaft 21 of the turbine 20 free of the hybrid turbine engine 6.
  • the coupling device further comprises means 56 for reversible mechanical coupling between a shaft 54 in direct contact with the shaft 21 of the free turbine 20 of the hybrid turbine engine 6 and a shaft 55 in direct contact with the shaft 25 of said generator. 27 gas turbine engine 6 hybrid.
  • the shafts 52, 53, 54, 55 are not in direct contact with the shafts of the corresponding turbine engines, but are mechanically connected thereto by a gear assembly.
  • the device 80 further comprises control means coupling means 51, 56, not shown in the figures for the sake of clarity.
  • the means 51 for mechanical coupling between the shaft 52 and the shaft 53 are for example formed by a friction clutch box, of the disc clutch type, which allows a progressive transmission of the driving torque with a certain sliding between the shafts during a first coupling phase during which the shaft 25 of the gas generator 27 is stationary.

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Abstract

L'invention concerne une architecture d'un système propulsif d'un hélicoptère multi-moteur comprenant des turbomoteurs, chaque turbomoteur comprenant un générateur (17, 27) de gaz et une turbine (10, 20) libre entraînée en rotation par les gaz dudit générateur (17, 27) de gaz et reliée à une boite (7) de transmission de puissance, caractérisée en ce qu'elle comprend : au moins un turbomoteur (5) hybride, apte à fonctionner dans au moins un régime de veille au cours d'un vol stabilisé de l'hélicoptère, les autres turbomoteurs, dits turbomoteurs en marche, fonctionnant seuls au cours de ce vol stabilisé, et un dispositif (80) de couplage mécanique commandé adapté pour lier mécaniquement et sur commande au moins un turbomoteur en marche, dit turbomoteur (5) de compensation, et ledit turbomoteur (6) hybride, une fois en veille, de manière à pouvoir transférer une puissance mécanique de ce turbomoteur (5) de compensation vers ledit turbomoteur (6) hybride en veille permettant un redémarrage dudit turbomoteur hybride.

Description

PROCÉDÉ DE REDEMARRAGE ALTERNATIF D'UN
TURBOMOTEUR EN VEILLE D'UN HELICOPTERE, ET SYSTEME PROPULSIF D'UN HELICOPTERE MULTI-MOTEUR
PERMETTANT LA MISE EN ŒUVRE D'UN TEL PROCÉDÉ
1. Domaine technique de l'invention
L'invention concerne un procédé de gestion d'une panne d'un système de redémarrage d'urgence d'un turbomoteur en veille d'un hélicoptère multi-moteur, notamment bimoteur. L'invention concerne plus particulièrement un procédé de redémarrage alternatif d'un turbomoteur en veille d'un hélicoptère, en particulier dans le cas d'une détection d'une panne du système de redémarrage d'urgence de ce turbomoteur. L'invention concerne également un système propulsif d'un hélicoptère multi-moteur permettant une mise en œuvre d'un procédé selon l'invention. 2. Arrière-plan technologique
Un hélicoptère est en général équipé d'au moins deux turbomoteurs qui fonctionnent à des régimes qui dépendent des conditions de vol de l'hélicoptère. Dans tout le texte qui suit, un hélicoptère est dit en situation de vol de croisière lorsqu'il évolue dans des conditions normales au cours de toutes les phases du vol, hors phases transitoires de décollage, d'atterrissage ou de vol stationnaire. Dans tout le texte qui suit, un hélicoptère est dit en situation critique de vol lorsqu'il est nécessaire qu'il dispose de la puissance totale installée, c'est-à-dire dans les phases transitoires de décollage, de montée, d'atterrissage et de régime dans lequel un des turbomoteurs est défaillant, désigné par l'acronyme anglais OEI (One Engine Inoperative).
Il est connu que lorsque l'hélicoptère est en situation de vol de croisière, les turbomoteurs fonctionnent à des niveaux de puissance faibles, inférieurs à leur puissance maximale continue. Dans certaines configurations, la puissance fournie par les turbomoteurs, lors d'un vol de croisière, peut être inférieure à 50 % de la puissance maximale de décollage (ci-après, PMD). Ces faibles niveaux de puissance entraînent une consommation spécifique (ci-après, Cs) définie comme le rapport entre la consommation horaire de carburant par la chambre de combustion du turbomoteur et la puissance fournie par ce turbomoteur, supérieure de l'ordre de 30% à la Cs de la PMD, et donc une surconsommation en carburant en vol de croisière.
D'autre part, les turbomoteurs sont également surdimensionnés pour pouvoir assurer le vol dans tout le domaine de vol spécifié par avionneur et notamment le vol à des altitudes élevées et par temps chaud. Ces points de vol, très contraignants, notamment lorsque l'hélicoptère a une masse proche de sa masse maximale de décollage, ne sont rencontrés que dans certains cas d'utilisation de certains hélicoptères. De ce fait, certains turbomoteurs, bien que dimensionnés pour pouvoir fournir de telles puissances ne voleront jamais dans de telles conditions.
Ces turbomoteurs surdimensionnés sont pénalisants en termes de masse et de consommation de carburant. Afin de réduire cette consommation notamment en vol de croisière (ou en attente au sol par exemple), il est possible d'arrêter l'un des turbomoteurs et de le placer en régime, dit de veille. Le ou les moteurs actifs fonctionnent alors à des niveaux de puissance plus élevés pour fournir toute la puissance nécessaire et donc à des niveaux de Cs plus favorables.
Les demandeurs ont proposé dans les demandes FR1151717 et FR1359766, des procédés d'optimisation de la consommation spécifique des turbomoteurs d'un hélicoptère par la possibilité de placer au moins un turbomoteur dans un régime de vol stabilisé, dit continu, et au moins un turbomoteur dans un régime de veille particulier duquel il peut sortir de manière urgente ou normale, selon les besoins. Une sortie du régime de veille est dite normale lorsqu'un changement de situation de vol impose l'activation du turbomoteur en veille, par exemple lorsque l'hélicoptère va passer d'une situation de vol de croisière à une phase d'atterrissage. Une telle sortie de veille normale s'effectue sur une durée de 10 s à 1 min. Une sortie du régime de veille est dite urgente lorsqu'une panne ou un déficit de puissance du moteur actif intervient ou que les conditions de vol deviennent soudainement difficiles. Une telle sortie de veille d'urgence s'effectue sur une durée inférieure à 10 s. La sortie du régime de veille est assurée par un dispositif de redémarrage d'urgence.
Il se pose maintenant le problème technique de garantir que la machine en veille peut effectivement sortir du régime de veille, soit en sortie normale, soit en sortie d'urgence, lorsque nécessaire. En particulier, en cas de panne du dispositif de redémarrage de la machine en veille, et dans le cas où ce système assure à la fois les fonctions de démarrage normal et démarrage d'urgence, l'hélicoptère est alors dans une situation de sécurité dégradée pour au moins les deux raisons suivantes : d'une part, une éventuelle panne du moteur qui n'est pas en veille, ne pourrait plus être couverte par la redémarrage du moteur en veille, et d'autre part, l'atterrissage ne pourrait se faire que sur un seul moteur au lieu de deux normalement.
En outre, dans le cas où l'hélicoptère est équipé d'un système de redémarrage d'urgence propre tel que par exemple celui décrit dans le brevet FR2967133(B1), le principe de la redondance des éléments participants à la régulation de puissance des turbomoteurs peut imposer de dupliquer ce système de redémarrage, ce qui peut être pénalisant en terme de masse. Il se pose donc le problème technique de fournir une architecture qui permet de pallier une éventuelle panne du système de redémarrage d'une turbomachine en veille sans impacter notablement la masse de l'hélicoptère.
3. Objectifs de l'invention
L'invention vise à fournir un système propulsif d'un hélicoptère multi- moteur comprenant au moins un turbomoteur hybride adapté pour être mis en veille, qui permet de pallier une éventuelle défaillance du système de redémarrage de ce turbomoteur hybride.
L'invention vise aussi à fournir un procédé de gestion d'une panne d'un système de redémarrage d'urgence d'une turbomachine en veille.
4. Exposé de l'invention
Pour ce faire, l'invention concerne un système propulsif pour un hélicoptère multi-moteur comprenant des turbomoteurs, chaque turbomoteur comprenant un générateur de gaz et une turbine libre entraînée en rotation par les gaz dudit générateur de gaz et reliée à une boite de transmission de puissance.
Un système propulsif selon l'invention est caractérisé en ce qu'il comprend:
- au moins un turbomoteur parmi lesdits turbomoteurs, dit turbomoteur hybride, apte à fonctionner dans au moins un régime de veille au cours d'un vol stabilisé de l'hélicoptère, les autres turbomoteurs, dits turbomoteurs en marche, fonctionnant seuls au cours de ce vol stabilisé,
- un dispositif de couplage mécanique commandé adapté pour lier mécaniquement et sur commande au moins un turbomoteur en marche, dit turbomoteur de compensation, et ledit turbomoteur hybride, une fois en veille, de manière à pouvoir transférer une puissance mécanique de ce turbomoteur de compensation vers ledit turbomoteur hybride en veille permettant un redémarrage dudit turbomoteur hybride.
Un système selon l'invention permet donc, sur commande, d'assurer le redémarrage du turbomoteur en veille par un prélèvement d'énergie mécanique sur un turbomoteur en marche et un transfert de cette énergie vers le turbomoteur en veille devant être redémarré. La commande est par exemple conditionnée à la détection d'une panne du dispositif de redémarrage du turbomoteur en veille. Le prélèvement d'énergie mécanique sur un turbomoteur en marche et le transfert vers le turbomoteur en veille est assuré par un dispositif de couplage mécanique.
Un turbomoteur hybride est un turbomoteur configuré pour pouvoir être mis, sur commande et volontairement, dans au moins un régime de veille prédéterminé, duquel il peut sortir de manière normale ou rapide (aussi dite urgente). Un turbomoteur ne peut être en veille qu'au cours d'un vol stabilisé de l'hélicoptère, c'est-à-dire, hors panne d'un turbomoteur de l'hélicoptère, au cours d'une situation de vol de croisière, lorsqu'il évolue dans des conditions normales. La sortie du régime de veille consiste à passer le turbomoteur en mode accélération du générateur de gaz par un entraînement compatible avec le mode de sortie imposée par les conditions (sortie de veille normale ou sortie de veille rapide (aussi dite d'urgence).
Avantageusement et selon une variante de l'invention, ledit dispositif de couplage mécanique commandé comprend :
- des moyens d'accouplement mécanique réversible entre un arbre relié mécaniquement audit générateur de gaz dudit turbomoteur de compensation et un arbre relié mécaniquement audit générateur de gaz dudit turbomoteur hybride,
- des moyens de commande desdits moyens d'accouplement.
Cette variante de l'invention permet de prélever de la puissance mécanique directement sur le générateur de gaz du turbomoteur en marche et de transférer cette puissance directement vers le générateur de gaz du turbomoteur hybride.
Avantageusement et selon une autre variante de l'invention, ledit dispositif de couplage mécanique commandé comprend :
- des moyens d'accouplement mécanique réversible entre un arbre relié mécaniquement à ladite turbine libre dudit turbomoteur de compensation et un arbre relié mécaniquement audit générateur de gaz dudit turbomoteur hybride,
- des moyens de commande desdits moyens d'accouplement.
Cette variante de l'invention permet de prélever de la puissance mécanique sur la turbine libre du turbomoteur en marche et de transférer cette puissance directement vers le générateur de gaz du turbomoteur hybride.
Avantageusement et selon une autre variante de l'invention, ledit dispositif de couplage mécanique commandé comprend :
- des moyens d'accouplement mécanique réversible entre un arbre relié mécaniquement à ladite turbine libre dudit turbomoteur de compensation et un arbre relié mécaniquement à ladite turbine libre dudit turbomoteur hybride,
- des moyens d'accouplement mécanique réversible entre un arbre relié mécaniquement à ladite turbine libre dudit turbomoteur hybride et un arbre relié mécaniquement audit générateur de gaz dudit turbomoteur hybride,
- des moyens de commande desdits moyens d'accouplement. Cette variante de l'invention permet de prélever de la puissance mécanique sur la turbine libre du turbomoteur en marche et de transférer cette puissance vers le générateur de gaz du turbomoteur hybride par le biais de la turbine libre du turbomoteur hybride et de moyens d'accouplement spécifiques entre la turbine libre du turbomoteur hybride et le générateur de gaz du turbomoteur hybride.
Cette variante présente notamment l'avantage de pouvoir ménager le dispositif de couplage hors de la zone feu, ce qui évite de devoir ménager des ouvertures supplémentaires dans la cloison pare-feu.
En d'autres termes, il existe plusieurs variantes possibles pour le dispositif de couplage mécanique. Ce dernier peut être configuré pour prélever de l'énergie mécanique soit directement sur le générateur de gaz du turbomoteur en marche, soit sur la turbine libre du turbomoteur en marche. Il peut également être configuré pour injecter l'énergie prélevée soit directement sur le générateur de gaz du turbomoteur en veille devant être redémarré, soit sur la turbine libre de ce turbomoteur en veille. Dans ce cas, des moyens d'accouplement spécifiques sont prévus pour assurer l'entraînement du générateur de gaz du turbomoteur hybride par sa turbine libre.
Avantageusement et selon l'invention, lesdits moyens d'accouplement mécanique réversible sont choisis dans le groupe comprenant au moins un embrayage à friction, un crabot, et un crabot équipé d'un synchronisateur.
Un crabot équipé d'un synchronisateur permet, préalablement au crabotage, de synchroniser les vitesses respectives des arbres, ce qui permet une meilleure gestion du différentiel de vitesse qu'en l'absence d'un synchronisateur.
Les moyens d'accouplement mécanique réversible peuvent être de tous types compatibles avec un accouplement d'arbres mécaniques. Ils peuvent par exemple prendre la forme d'un embrayage à friction, tel qu'un embrayage centrifuge, un embrayage à cône, un embrayage mono-disque ou un embrayage multidisques. De tels moyens d'accouplement présentent l'avantage de permettre un glissement entre les arbres dans une première phase d'accouplement. Selon un mode de réalisation, les moyens de commande de cet embrayage à friction sont des moyens de commande hydraulique ou électrique, du type actionneur. En outre, les moyens de commande comprennent un module adapté pour recevoir une information d'une panne du système de redémarrage du turbomoteur hybride. Un tel module est par exemple un élément logiciel, un sous-ensemble d'un programme logiciel, ou un élément matériel, ou une combinaison d'un élément matériel et d'un sous-programme logiciel.
Avantageusement et selon cette variante, lesdits moyens d'accouplement sont configurés pour permettre un glissement temporaire d'un arbre par rapport à un autre pendant une phase préliminaire d'accouplement.
Avantageusement et selon cette variante, lesdits moyens de commande desdits moyens d'accouplement sont électro-mécaniques ou électro-hydrauliques.
L'invention concerne également un hélicoptère comprenant un système propulsif selon l'invention.
L'invention concerne également un procédé de gestion d'une panne d'un système de redémarrage d'un turbomoteur hybride d'un système propulsif selon l'invention, caractérisé en ce qu'il comprend une étape de couplage mécanique sur commande d'au moins un turbomoteur en marche, dit turbomoteur de compensation, avec ledit turbomoteur hybride une fois en veille, de manière à pouvoir transférer une puissance mécanique de ce turbomoteur de compensation vers ledit turbomoteur hybride en veille permettant un redémarrage dudit turbomoteur hybride.
Avantageusement, un procédé selon l'invention comprend en outre une étape d'envoi d'un ordre d'anticipation de puissance à un système de régulation du turbomoteur de compensation, simultanément à ladite commande du couplage mécanique du turbomoteur de compensation audit turbomoteur hybride, de sorte que ladite puissance mécanique transférée dudit turbomoteur de compensation audit turbomoteur hybride pour redémarrer ledit turbomoteur hybride perturbe le moins possible ledit hélicoptère.
Un procédé selon l'invention est avantageusement mis en œuvre par une architecture selon l'invention et une architecture selon l'invention met avantageusement en œuvre un procédé selon l'invention.
L'invention concerne également un système propulsif d'un hélicoptère, un hélicoptère comprenant un système propulsif selon l'invention et un procédé de gestion d'une panne d'un système de redémarrage d'un turbomoteur hybride d'un système propulsif selon l'invention, caractérisés en combinaison par tout ou partie des caractéristiques mentionnées ci-dessus ou ci-après.
5. Liste des figures
D'autres buts, caractéristiques et avantages de l'invention apparaîtront à la lecture de la description suivante donnée à titre uniquement non limitatif et qui se réfère aux figures annexées dans lesquelles :
- la figure 1 est une vue schématique d'une architecture d'un système propulsif d'un hélicoptère selon un mode de réalisation de l'invention,
- la figure 2 est une vue schématique d'une architecture d'un système propulsif d'un hélicoptère selon un autre mode de réalisation de l'invention,
- la figure 3 est une vue schématique d'une architecture d'un système propulsif d'un hélicoptère selon un autre mode de réalisation de l'invention.
6. Description détaillée d'un mode de réalisation de l'invention
Les modes de réalisation décrits ci-après concernent une architecture d'un système propulsif d'un hélicoptère bimoteur. Cela étant, l'homme du métier comprendra aisément comment adapter les modes de réalisation décrits à un système propulsif multi-moteur, notamment tri-moteur.
Cette architecture comprend deux turbomoteurs 5, 6 reliés à une même boîte 7 de transmission de puissance. Chaque turbomoteur 5, 6 est piloté par un dispositif de contrôle-commande propre non représenté sur les figures à des fins de clarté.
Chaque turbomoteur 5, 6 comprend respectivement et tel que représenté sur les figures, un générateur 17, 27 de gaz et une turbine 10, 20 libre alimentée par le générateur 17, 27. Chaque générateur 17, 27 de gaz comprend respectivement un compresseur 14, 24 d'air alimentant une chambre 13, 23 de combustion d'un carburant dans l'air comprimé qui délivre des gaz chauds, à une turbine 12, 22 de détente partielle des gaz qui entraîne en rotation le compresseur 14, 24 via un arbre 15, 25 d'entraînement. Les gaz entraînent ensuite la turbine 10, 20 libre de transmission de puissance. Chaque turbine 10, 20 libre comprend respectivement un arbre 11, 21 de transmission de puissance reliée à la boite 7 de transmission de puissance, par le biais d'une roue 16, 26 libre. Chaque roue 16, 26 libre permet d'empêcher qu'un blocage mécanique du turbomoteur correspondant entraîne un blocage mécanique de la boite 7 de transmission de puissance et par extension du rotor de l'hélicoptère sur lequel ce turbomoteur est monté.
Dans toute la suite, on considère que le turbomoteur 6 est un turbomoteur hybride apte à fonctionner dans au moins un régime de veille au cours d'un vol stabilisé de l'hélicoptère, le turbomoteur 5 en marche fonctionnant alors seul au cours de ce vol stabilisé.
Ce régime de veille est de préférence choisi parmi les régimes suivants :
- un régime de veille, dit ralenti usuel, dans lequel la chambre de combustion est allumée et l'arbre du générateur de gaz tourne à une vitesse comprise entre 60 et 80% de la vitesse nominale,
- un régime de veille, dit super-ralenti usuel, dans lequel la chambre de combustion est allumée et l'arbre du générateur de gaz tourne à une vitesse comprise entre 20 et 60% de la vitesse nominale,
- un régime de veille, dit super-ralenti assisté, dans lequel la chambre de combustion est allumée et l'arbre du générateur de gaz tourne, assisté mécaniquement, à une vitesse comprise entre 20 et 60% de la vitesse nominale,
- un régime de veille, dit vireur, dans lequel la chambre de combustion est éteinte et l'arbre du générateur de gaz tourne, assisté mécaniquement, à une vitesse comprise entre 5 et 20% de la vitesse nominale, - un régime de veille, dit d'arrêt, dans lequel la chambre de combustion est éteinte et l'arbre du générateur de gaz est à l'arrêt complet.
Le turbomoteur 6 hybride peut également comprendre un pack électrotechnique de redémarrage rapide du turbomoteur hybride pour le sortir du régime de veille et atteindre un régime de fonctionnement nominal. Ce pack de redémarrage n'est pas représenté sur les figures à des fins de clarté. Ce pack de redémarrage comprend par exemple une machine électrique adaptée pour redémarrer le turbomoteur 6 hybride dans des conditions normales de sortie de veille (c'est-à-dire dans un délai compris entre 10s et 1min après la commande de sortie de veille du turbomoteur 6). Il comprend également un dispositif de sortie de veille d'urgence adapté pour redémarrer le turbomoteur 6 dans des conditions d'urgence de sortie de veille (c'est à dire dans un délai inférieur à 10s après la commande de sortie de veille du turbomoteur 1).
L'invention permet de pallier une éventuelle panne de ce pack de redémarrage.
Pour ce faire, le système propulsif comprend un dispositif 80 de couplage mécanique commandé adapté pour lier mécaniquement et sur commande le turbomoteur 5 en marche, dit alors turbomoteur de compensation, et ledit turbomoteur 6 hybride, de manière à pouvoir transférer une puissance mécanique de ce turbomoteur 5 en marche vers ledit turbomoteur 6 hybride, ce qui permet d'assurer un redémarrage du turbomoteur 6 hybride en veille, en dépit d'une panne du pack de redémarrage du turbomoteur 6 hybride.
De préférence, lorsque la commande de couplage mécanique est envoyée pour que le turbomoteur 5 de compensation envoie de la puissance mécanique au turbomoteur 6 en veille pour le redémarrer, simultanément, un ordre d'anticipation est envoyé au système de régulation du turbomoteur 5 de compensation pour que le supplément de puissance nécessaire au démarrage du turbomoteur 6 en veille et fourni par le turbomoteur 5 de compensation perturbe le moins possible le fonctionnement de l'hélicoptère.
Selon un premier mode de réalisation tel que représenté sur la figure 1, ce dispositif 80 de couplage mécanique commandé comprend des moyens 31 d'accouplement mécanique réversible entre un arbre 32 en prise directe avec l'arbre 15 du générateur 17 de gaz du turbomoteur 5 en marche et un arbre 33 en prise directe avec l'arbre 25 du générateur 27 de gaz du turbomoteur 6 hybride. Selon une autre variante, les arbres 32, 33 ne sont pas en prises directes avec les arbres des turbomoteurs correspondants, mais sont reliés mécaniquement à ces derniers par un ensemble d'engrenages. Le dispositif 80 comprend en outre des moyens de commande des moyens 31 d'accouplement, non représentés sur les figures à des fins de clarté. Les moyens 31 d'accouplement mécanique entre l'arbre 32 et l'arbre 33 sont par exemple formés par une boîte d'embrayage à friction, du type embrayage à disque, ce qui permet une transmission progressive du couple d'entraînement avec un certain glissement entre les arbres pendant une première phase d'accouplement pendant laquelle l'arbre 25 du générateur 27 de gaz est immobile.
Selon un deuxième mode de réalisation tel que représenté sur la figure 2, ce dispositif 80 de couplage mécanique commandé comprend des moyens 41 d'accouplement mécanique réversible entre un arbre 42 en prise directe avec l'arbre 11 de la turbine 10 libre du turbomoteur 5 en marche et un arbre 43 en prise directe avec l'arbre 25 du générateur 27 de gaz du turbomoteur 6 hybride. Selon une autre variante, les arbres 42, 43 ne sont pas en prises directes avec les arbres des turbomoteurs correspondants, mais sont reliés mécaniquement à ces derniers par un ensemble d'engrenages. Le dispositif 80 comprend en outre des moyens de commande des moyens 41 d'accouplement, non représentés sur les figures à des fins de clarté. Les moyens 41 d'accouplement mécanique entre l'arbre 42 et l'arbre 43 sont par exemple formés par une boîte d'embrayage à friction, du type embrayage à disque, ce qui permet une transmission progressive du couple d'entraînement avec un certain glissement entre les arbres pendant une première phase d'accouplement pendant laquelle l'arbre 25 du générateur 27 de gaz est immobile.
Selon un troisième mode de réalisation tel que représenté sur la figure 3, ce dispositif 80 de couplage mécanique commandé comprend des moyens 51 d'accouplement mécanique réversible entre un arbre 52 en prise directe avec l'arbre 11 de la turbine 10 libre du turbomoteur 5 en marche et un arbre 53 en prise directe avec l'arbre 21 de la turbine 20 libre du turbomoteur 6 hybride. Le dispositif de couplage comprend en outre des moyens 56 d'accouplement mécanique réversible entre un arbre 54 en prise directe avec l'arbre 21 de la turbine 20 libre du turbomoteur 6 hybride et un arbre 55 en prise directe avec l'arbre 25 dudit générateur 27 de gaz du turbomoteur 6 hybride.
Selon une autre variante, les arbres 52, 53, 54, 55 ne sont pas en prises directes avec les arbres des turbomoteurs correspondants, mais sont reliés mécaniquement à ces derniers par un ensemble d'engrenages. Le dispositif 80 comprend en outre des moyens de commande des moyens 51, 56 d'accouplement, non représentés sur les figures à des fins de clarté. Les moyens 51 d'accouplement mécanique entre l'arbre 52 et l'arbre 53 sont par exemple formés par une boîte d'embrayage à friction, du type embrayage à disque, ce qui permet une transmission progressive du couple d'entraînement avec un certain glissement entre les arbres pendant une première phase d'accouplement pendant laquelle l'arbre 25 du générateur 27 de gaz est immobile.

Claims

REVENDICATIONS
1. Système propulsif pour hélicoptère multi-moteur comprenant des turbomoteurs, chaque turbomoteur (5, 6) comprenant un générateur (17, 27) de gaz et une turbine (10, 20) libre entraînée en rotation par les gaz dudit générateur (17, 27) de gaz et reliée à une boite (7) de transmission de puissance,
caractérisé en ce qu'il comprend :
au moins un turbomoteur parmi lesdits turbomoteurs, dit turbomoteur (6) hybride, apte à fonctionner dans au moins un régime de veille au cours d'un vol stabilisé de l'hélicoptère, les autres turbomoteurs, dits turbomoteurs (5) en marche, fonctionnant seuls au cours de ce vol stabilisé,
un dispositif (80) de couplage mécanique commandé adapté pour lier mécaniquement et sur commande au moins un turbomoteur en marche, dit turbomoteur (5) de compensation, et ledit turbomoteur
(6) hybride, une fois en veille, de manière à pouvoir transférer une puissance mécanique de ce turbomoteur (5) de compensation vers ledit turbomoteur (6) hybride en veille permettant un redémarrage dudit turbomoteur hybride.
2. Système selon la revendication 1, caractérisé en ce que ledit dispositif (80) de couplage mécanique commandé comprend :
des moyens (31) d'accouplement mécanique réversible entre un arbre (32) relié mécaniquement audit générateur (17) de gaz dudit turbomoteur (5) de compensation et un arbre (33) relié mécaniquement audit générateur (27) de gaz dudit turbomoteur (6) hybride,
des moyens de commande desdits moyens (31) d'accouplement.
3. Système selon la revendication 1, caractérisé en ce que ledit dispositif (80) de couplage mécanique commandé comprend :
- des moyens (41) d'accouplement mécanique réversible entre un arbre (42) relié mécaniquement à ladite turbine (10) libre dudit turbomoteur (5) de compensation et un arbre (43) relié mécaniquement audit générateur (27) de gaz dudit turbomoteur (6) hybride,
des moyens de commande desdits moyens (41) d'accouplement.
4. Système selon la revendication 1, caractérisé en ce que ledit dispositif (80) de couplage mécanique commandé comprend :
des moyens (51) d'accouplement mécanique réversible entre un arbre (52) relié mécaniquement à ladite turbine (10) libre dudit turbomoteur (5) de compensation et un arbre (53) relié mécaniquement à ladite turbine (20) libre dudit turbomoteur (6) hybride,
des moyens (56) d'accouplement mécanique réversible entre un arbre (54) relié mécaniquement à ladite turbine (20) libre dudit turbomoteur (6) hybride et un arbre (55) relié mécaniquement audit générateur (27) de gaz dudit turbomoteur (6) hybride, des moyens de commande desdits moyens (51, 56) d'accouplement.
5. Système selon l'une des revendications 2 à 4, caractérisé en ce que lesdits moyens (31, 41, 51, 56) d'accouplement mécanique réversible sont choisis dans le groupe comprenant au moins un embrayage à friction, un crabot, et un crabot équipé d'un synchroniseur.
6. Système selon la revendication 5, caractérisé en ce que lesdits moyens (31, 41, 51, 56) d'accouplement sont configurés pour permettre un glissement temporaire d'un arbre par rapport à un autre pendant une phase préliminaire d'accouplement.
7. Système selon l'une des revendications 2 à 6, caractérisé en ce que lesdits moyens de commande desdits moyens d'accouplement sont électro-mécaniques ou électro-hydrauliques.
8. Hélicoptère comprenant un système propulsif selon l'une des revendications 1 à 7.
9. Procédé de gestion d'une panne d'un système de redémarrage d'un turbomoteur (6) hybride d'un système propulsif selon l'une des revendications 1 à 7, caractérisé en ce qu'il comprend une étape de couplage mécanique sur commande d'au moins un turbomoteur en marche, dit turbomoteur (5) de compensation, avec ledit turbomoteur (6) hybride une fois en veille, de manière à pouvoir transférer une puissance mécanique de ce turbomoteur de compensation vers ledit turbomoteur hybride en veille permettant un redémarrage dudit turbomoteur hybride.
10. Procédé selon la revendication 9, caractérisé en ce qu'il comprend en outre une étape d'envoi d'un ordre d'anticipation de puissance à un système de régulation dudit turbomoteur (5) de compensation, simultanément à ladite commande du couplage mécanique du turbomoteur (5) de compensation audit turbomoteur (6) hybride, de sorte que ladite puissance mécanique transférée dudit turbomoteur (5) de compensation audit turbomoteur (6) hybride pour permettre son redémarrage perturbe le moins possible ledit hélicoptère.
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