WO2017125694A1 - Dispositif de protection survitesse d'un moteur d'un aéronef - Google Patents

Dispositif de protection survitesse d'un moteur d'un aéronef Download PDF

Info

Publication number
WO2017125694A1
WO2017125694A1 PCT/FR2017/050129 FR2017050129W WO2017125694A1 WO 2017125694 A1 WO2017125694 A1 WO 2017125694A1 FR 2017050129 W FR2017050129 W FR 2017050129W WO 2017125694 A1 WO2017125694 A1 WO 2017125694A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
engine
speed
eca
overspeed
command
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Ceased
Application number
PCT/FR2017/050129
Other languages
English (en)
Inventor
Rafaël SAMSON
Antoine MOUTAUX
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Safran Helicopter Engines SAS
Original Assignee
Safran Helicopter Engines SAS
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Safran Helicopter Engines SAS filed Critical Safran Helicopter Engines SAS
Publication of WO2017125694A1 publication Critical patent/WO2017125694A1/fr
Anticipated expiration legal-status Critical
Ceased legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D21/00—Shutting-down of machines or engines, e.g. in emergency; Regulating, controlling, or safety means not otherwise provided for
    • F01D21/02—Shutting-down responsive to overspeed
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2270/00—Control
    • F05D2270/01—Purpose of the control system
    • F05D2270/02—Purpose of the control system to control rotational speed (n)
    • F05D2270/021—Purpose of the control system to control rotational speed (n) to prevent overspeed
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2270/00—Control
    • F05D2270/30—Control parameters, e.g. input parameters
    • F05D2270/304—Spool rotational speed
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2270/00—Control
    • F05D2270/40—Type of control system
    • F05D2270/46—Type of control system redundant, i.e. failsafe operation

Definitions

  • the invention relates to the regulation of aircraft engines and more particularly concerns their protection against overspeeds.
  • an excessive rotational speed of a shaft can have serious consequences, namely, in particular, cause the bursting of rotors disks mounted on the shaft.
  • an overspeed protection device that receives information representative of the rotational speed of a motor shaft and controls a cut, a regulation or a limitation of the fuel supply of the engine. when, for example, this speed of rotation exceeds a predetermined threshold or when an acceleration, a function of this speed exceeds a threshold.
  • This calculator is bi-channel and is split into two separate boxes around the engine.
  • the engine zone has environmental levels that are relatively more severe than the current calculator locations (for example the locations in the aircraft hold dedicated to the engine control computers).
  • the electronic overspeed protection must therefore be compatible with such a topology while having the least possible impact on the design of the computer.
  • An object of the invention is to propose a solution that allows:
  • the invention has no inter-channel signal dedicated to overspeed protection
  • the power circuit is external to the computer.
  • the invention proposes an overspeed protection device for an aircraft engine, said engine comprising a fuel supply system, a device for logic controller being further configured to open or close the power system, the protection device comprising:
  • a first line configured to supply the logic control device
  • a second line configured to supply the logic control device
  • a first monitoring channel configured to deliver a first command depending on the speed of the engine and a first lock command depending on the speed of the engine and a failure of the first monitoring channel
  • a second monitoring channel configured to deliver a second command depending on the speed of the engine and a second locking command depending on the speed of the engine and a failure of the second monitoring channel
  • the first line and / or the second power line of the logic controller being configured to power a logic controller whenever the lock command of one and / or the other of the lines of power supply is inactive, that is to say that one of the monitoring channels has a fault or detects an overspeed and that the control function of the engine speed is active that is to say that the engine has an overspeed .
  • each supply line comprises a voltage source connected in series with the logic controller and a ground
  • each supply line comprises, in series, between the voltage source and the logic controller a normally open switch and a normally closed switch
  • each supply line comprises, in series between the ground and the logic controller, a normally open switch
  • the normally open switches are controlled by the motor speed function control and the normally closed switches by the interlock control
  • each monitoring channel comprises a speed sensor configured to measure an engine speed converted to a first command and a second command respectively having:
  • a high state for an overspeed of the engine for example for a speed of the engine V engine such that V motor> Vseuill, with Vseuill a threshold characteristic of an overspeed; - A low state otherwise, for example for a motor speed such that 0 ⁇ Vmoteur ⁇ Vseuill.
  • each monitoring channel comprises an engine failure detector configured to, if the overspeed protection device has a fault, deliver a discrete signal having a high state if the engine has a failure, a low state otherwise.
  • the invention also relates to an overspeed protection assembly of an aircraft engine, said engine comprising a fuel supply system, the assembly comprising a logic control device configured to open or close the fuel system and a overspeed protection device according to the invention.
  • the invention also relates to an aircraft comprising a set of protections according to the invention, in which the monitoring channels are integrated in one or more electronic engine control computer (s) or in one or more electronic box (s) ( s) dedicated to the protection of the engine.
  • Aircraft in which, in a complementary manner, the supply lines are arranged: in a dedicated housing in the airplane zone, preferably in a so-called out-of-fire zone; or in a dedicated housing in the engine zone; or in the electronic box (es) incorporating the monitoring channels.
  • the invention makes it possible to protect the engine in an available and safe manner against overspeeds.
  • the invention makes it possible to limit the overall complexity of the protection device.
  • the concept architecture also segregates monitoring channels that generate controls and power paths (power lines). This aspect is beneficial to the calculator: its dissipation, its complexity and its cost are diminished.
  • FIG. 1 illustrates a general diagram of a protection device according to the invention
  • FIG. 2 illustrates a first state of a protection device according to the invention
  • FIG. 3 illustrates a second state of a protection device according to the invention
  • FIG. 4 illustrates a third state of a protection device according to the invention
  • FIGS. 5a to 5c schematically illustrate arrangements of a device according to the invention.
  • FIG. 1 illustrates an overspeed protection device for an engine of an aircraft according to one embodiment of the invention.
  • Such a device interfaces with an electronic control computer (FADEC) with two separate channels.
  • FADEC electronice control computer
  • the engine (not shown) of the aircraft comprises, for example, a fuel supply line which can be closed or limited by the overspeed protection device.
  • the motor comprises a logic control device such as an electro-valve ECA.
  • this electro-valve ECA moves from an "open” state (open supply line) to a "closed” state (closed supply line) only if it is energized.
  • the overspeed protection device comprises a first power supply line LA of the logic control device ECA; and a second LB supply node of the ECA logic controller.
  • the logic control device ECA can be powered according to two separate supply lines LA, LB under certain conditions which will be described later.
  • One purpose of the protection device is to supply the logic controller
  • ECA in case of detection of an overspeed of the engine and / or in the event of a failure of the protection device.
  • the protection device comprises a first motor monitoring channel VA configured to deliver a first command SVA function of the engine speed and a first KOA lock command. VAS depending on the speed of the motor and a failure of the monitoring channel concerned.
  • the protection device comprises a second monitoring channel VB configured to deliver a second SVB command based on the engine speed and a second KOB lock command.
  • SVB depending on the speed of the motor and a failure of the monitoring channel concerned. It is considered that the lock command is inactive when KOx.
  • the protection device of a channel is inhibited by an opposite monitoring channel if the latter does not detect overspeed and if it does not go back to failure.
  • each monitoring channel VA, VB comprises on the one hand a fault detector PA, PB of the control / command over-speed protection (sensor, electronics) and on the other hand a speed sensor CA, CB configured to measure an engine speed.
  • a speed sensor is of the reluctance or hall effect sensor type.
  • Each fault detector PA, PB delivers a discrete signal KOA, KOB which has a high state () if the computer or the logic output has a failure, a low state () otherwise.
  • each fault detector makes it possible to put back one or more logical information (one here) in the event of a proven failure of the control / command system (computer, sensor or logic output).
  • Each speed sensor CA, CB makes it possible to measure the speed of rotation of the rotating parts of the motor and respectively delivers, respectively, speed information which is converted (not detailed) into a first command SVA and a second command SVB having:
  • the first line and / or the second line LA, LB for supplying the logic controller ECA are configured to supply the logic control device ECA as soon as the lock control of one and / or either of the LA, LB power supply lines is inactive KOx.
  • each supply line supplies the logic control device ECA between two points common to the two lines.
  • Each line extends in parallel to the first common point and comprises in series a voltage source + VB, + VA delivering for example a voltage of + 28V, a switch 12, 14 normally open (that is to say that it is open without any order) a switch 12, 13 normally closed (that is to say it is closed without any command).
  • each line extends in parallel to the second common point and comprises a ground line GNDA, GNDB and a switch 15, 16 normally open.
  • Switches II, 12, 13, 14, 15, 16 are activated (they change state with respect to their state without control or idle) when the lock command is active or an overspeed is detected.
  • the overspeed protection device is activated in the following cases:
  • FIG. 2 shows a state of the protection device when there is no breakdown and when there is no overspeed.
  • the detection system is in nominal operating state and no overspeed is detected, the system is in the following state:
  • the first and second commands depending on the speed SVA and SVB are inactive
  • the lock commands are active: no failure and no overspeed. All switches are open, the ECA logic controller is not powered, the protection device is thus inactive, the power supply system is open.
  • FIG. 3 shows a state of the protection device in the event of overspeed and no breakdown.
  • FIG. 4 shows a state of the protection device when a fault is detected (here on the first monitoring channel VA) and there is an overspeed.
  • the switches 14 and 15 can be opened or closed (note X in Figure 4).
  • the first command SVA function of the speed of the engine is undetermined, the switches controlled by this first command are either open or closed;
  • the logic control device ECA is powered via the second power supply line, the power supply system is closed.
  • the architecture presented above can be arranged in several ways in an aircraft, knowing that the monitoring channels can be integrated:
  • the supply lines can be located in several places:
  • FIG. 5a describes an installation where the supply lines are arranged in a motor zone
  • FIG. 5b describes an installation where the supply lines are arranged in the airplane zone (outside the fire zone)
  • Figure 5c describes an installation where power lines are an integral part of the monitoring channels. This arrangement makes it possible to reduce the sensitivity to lightning or electromagnetic disturbances.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Combined Controls Of Internal Combustion Engines (AREA)

Abstract

L'invention concerne un dispositif de protection survitesse d'un moteur d'aéronef, ledit moteur comprenant un système (10) d'alimentation en carburant, un dispositif de commande logique (ECA) étant en outre configuré pour ouvrir ou fermer le système (10) d'alimentation, le dispositif de protection comprenant: -une première ligne (LA) configurée pour alimenter le dispositif de commande logique (ECA); -une seconde ligne (LB) configurée pour alimenter le dispositif de commande logique (ECA); -une première voie (VA) de surveillance configurée pour délivrer une première commande (SVA) fonction de la vitesse du moteur et une première commande de verrouillage (KOA.SVA )fonction de la vitesse du moteur et d'une panne de la première voie de surveillance; -une seconde voie (VB) de surveillance configurée pour délivrer une seconde commande (SVB) fonction de la vitesse du moteur et une seconde commande de verrouillage (KOB.SVB )fonction de la vitesse du moteur et d'une panne de la seconde voie de surveillance; la première ligne et/ou la seconde ligne (LA, LB) d'alimentation du dispositif de commande logique (ECA) étant configurée(s) pour alimenter un dispositif de commande logique (ECA) dès lors que la commande de verrouillage de l'une et/ou l'autre des lignes d'alimentations (LA, LB) est inactive (KOx.SVx ='0') c'est-à-dire que l'une des voies de surveillance présente une panne et/ou détecte une survitesse et/ou que la commande fonction de la vitesse du moteur est active (SVx='1') c'est-à-dire que le moteur présente une survitesse.

Description

Dispositif de protection survitesse d'un moteur d'un aéronef
DOMAINE TECHNIQUE GENERAL
L'invention concerne la régulation des moteurs d'aéronef et concerne plus particulièrement leur protection contre des survitesses.
ETAT DE LA TECHNIQUE
Dans un moteur d'aéronef, une vitesse de rotation excessive d'un arbre peut avoir de graves conséquences, à savoir, notamment, entraîner l'éclatement de disques rotors montés sur l'arbre. Aussi, un tel moteur est habituellement équipé d'un dispositif de protection survitesse qui reçoit une information représentative de la vitesse de rotation d'un arbre de moteur et commande une coupure, une régulation ou encore une limitation de l'alimentation du moteur en carburant lorsque, par exemple, cette vitesse de rotation dépasse un seuil prédéterminé ou lorsque une accélération, fonction de cette vitesse dépasse un seuil.
La fonction de sécurité survitesse doit être assurée par un système de régulation et son calculateur intégrés au sein de la baie moteur. Ce calculateur est bi-canal et est scindé en deux boîtiers distincts autour du moteur.
Or la zone moteur présente des niveaux environnementaux relativement plus sévères que les emplacements calculateurs actuels (par exemple les emplacements en soute avion dédiés aux calculateurs de régulation moteur).
La protection survitesse électronique doit donc être compatible d'une telle topologie tout en ayant le moins d'impact possible sur le design du calculateur.
PRESENTATION DE L'INVENTION
Un but de l'invention est de proposer une solution qui permet :
d'assurer une fonction de protection contre les survitesses : architecture capteur, calculateur et électro clapet d'arrêt ;
Présenter une interface simple avec le calculateur : utilisation de signaux discrets pour la transmission des commandes ;
- Impacter de faible manière les signaux transitant entre les voies du calculateur : l'invention ne présente aucun signal inter-voie dédié à la protection survitesse ;
Limiter la dissipation de puissance du calculateur pour réaliser cette fonction de protection survitesse : le circuit de puissance est externe au calculateur.
A cet effet, l'invention propose un dispositif de protection survitesse d'un moteur d'aéronef, ledit moteur comprenant un système d'alimentation en carburant, un dispositif de commande logique étant en outre configuré pour ouvrir ou fermer le système d'alimentation, le dispositif de protection comprenant :
- une première ligne configurée pour alimenter le dispositif de commande logique ;
- une seconde ligne configurée pour alimenter le dispositif de commande logique ;
- une première voie de surveillance configurée pour délivrer une première commande fonction de la vitesse du moteur et une première commande de verrouillage fonction de la vitesse du moteur et d'une panne de la première voie de surveillance ;
- une seconde voie de surveillance configurée pour délivrer une seconde commande fonction de la vitesse du moteur et une seconde commande de verrouillage fonction de la vitesse du moteur et d'une panne de la seconde voie de surveillance ;
la première ligne et/ou la seconde ligne d'alimentation du dispositif de commande logique étant configurée(s) pour alimenter un dispositif de commande logique dès lors que la commande de verrouillage de l'une et/ou l'autre des lignes d'alimentations est inactive c'est- à-dire que l'une des voies de surveillance présente une panne ou détecte une survitesse et que la commande fonction de la vitesse du moteur est active c'est-à-dire que le moteur présente une survitesse.
L'invention est avantageusement complétée par les caractéristiques suivantes, prises seules ou en une quelconque de leur combinaison techniquement possible :
chaque ligne d'alimentation comprend une source de tension connectée en série avec le dispositif de commande logique et une masse,
chaque ligne d'alimentation comprend, en série, entre la source de tension et le dispositif de commande logique un interrupteur normalement ouvert et un interrupteur normalement fermé,
chaque ligne d'alimentation comprend, en série entre la masse et le dispositif de commande logique un interrupteur normalement ouvert,
les interrupteurs normalement ouverts sont commandés par la commande fonction de la vitesse du moteur et les interrupteurs normalement fermés par la commande de verrouillage,
chaque voie de surveillance comprend un capteur de vitesse configuré pour mesurer une vitesse du moteur convertie en respectivement une première commande et une seconde commande présentant :
- un état haut pour une survitesse du moteur, par exemple pour un vitesse du moteur Vmoteur telle que Vmoteur > Vseuill, avec Vseuill un seuil caractéristique d'une survitesse ; - un état bas sinon, par exemple pour une vitesse du moteur telle que 0 < Vmoteur < Vseuill.
chaque voie de surveillance comprend un détecteur de panne du moteur configuré pour, si le dispositif de protection survitesse présente une panne, délivrer un signal discret présentant un état haut si le moteur présente une panne, un état bas sinon.
L'invention concerne également un ensemble de protection survitesse d'un moteur d'aéronef, ledit moteur comprenant un système d'alimentation en carburant, l'ensemble comprenant un dispositif de commande logique configuré pour ouvrir ou fermer le système d'alimentation et un dispositif de protection survitesse selon l'invention.
Et l'invention concerne aussi un aéronef comprenant un ensemble de protections selon l'invention, dans lequel les voies de surveillance sont intégrées dans un ou plusieurs calculateur(s) de régulation électronique du moteur ou dans un ou plusieurs boitier(s) électronique(s) dédié(s) à la protection du moteur. Aéronef dans lequel, de manière complémentaire, les lignes d'alimentation sont disposées : dans un boîtier dédié en zone avion, de préférence dans une zone dite hors feu ; ou dans un boîtier dédié en zone moteur ; ou dans le(s) boitier(s) électronique(s) incorporant les voies de surveillance.
Les avantages de l'invention sont multiples.
L'invention permet protéger de manière disponible et sûre le moteur contre les survitesses.
L'utilisation d'une logique discrète et électrique permet de simplifier les opérations de contrôle/commande du calculateur et ce contrairement aux architectures actuelles qui font appel à de trop nombreuses sécurisations et redondances qui rendent les systèmes très complexes.
L'invention permet de limiter la complexité globale du dispositif de protection.
L'architecture du concept permet également de ségréguer les voies de surveillance qui génèrent des commandes et les voies de puissances (les lignes d'alimentation). Cet aspect est bénéfique au calculateur : sa dissipation, sa complexité et son coût en sont diminués. PRESENTATION DES FIGURES
D'autres caractéristiques, buts et avantages de l'invention ressortiront de la description qui suit, qui est purement illustrative et non limitative, et qui doit être lue en regard des dessins annexés sur lesquels :
- la figure 1 illustre un schéma général d'un dispositif de protection selon l'invention ; - la figure 2 illustre un premier état d'un dispositif de protection selon l'invention ;
- la figure 3 illustre un second état d'un dispositif de protection selon l'invention ;
- la figure 4 illustre un troisième état d'un dispositif de protection selon l'invention ;
- les figures 5a à 5c illustrent schématiquement des dispositions d'un dispositif selon l'invention.
Sur l'ensemble des figures, les éléments similaires portent des références identiques.
DESCRIPTION DETAILLEE DE L'INVENTION
On a illustré sur la figure 1 un dispositif de protection survitesse d'un moteur d'un aéronef selon un mode de réalisation de l'invention.
Un tel dispositif s'interface avec un calculateur électronique de régulation (FADEC) doté de deux voies distinctes.
Le moteur (non représenté) de l'aéronef comprend par exemple une conduite d'alimentation 10 en carburant qui peut être fermée ou limitée par le dispositif de protection survitesse. Afin de pouvoir ouvrir ou fermer la cond uite d'alimentation 10 le moteur comprend un dispositif de commande logique tel qu'un électro clapet ECA. De manière connue en soit, cet électro clapet ECA passe d'un état « ouvert » (conduite d'alimentation 10 ouverte) à un état « fermé » (conduite d'alimentation 10 fermée) uniquement si elle est alimentée.
Le dispositif de protection survitesse comprend une première ligne LA d'alimentation du dispositif de commande logique ECA ; et une seconde lig ne LB d'alimentation du dispositif de commande logique ECA.
Ainsi, le dispositif de commande logique ECA peut être alimenté selon deux lignes d'alimentation LA, LB distinctes sous certaines conditions qui seront décrites plus loin.
Un but du dispositif de protection est d'alimenter le dispositif de commande logique
ECA en cas de détection d'une survitesse du moteur et/ou en cas d'une panne du dispositif de protection.
A ce titre, le dispositif de protection comprend une première voie VA de surveillance du moteur configurée pour délivrer une première commande SVA fonction de la vitesse du moteur et une première commande de verrouillage KOA. SVA fonction de la vitesse du moteur et d'une panne de la voie de surveillance concernée.
De manière similaire, le dispositif de protection comprend une seconde voie VB de surveillance configurée pour délivrer une seconde commande SVB fonction de la vitesse du moteur et une seconde commande de verrouillage KOB. SVB fonction de la vitesse du moteur et d'une panne de la voie de surveillance concernée. On considère que la commande de verrouillage est inactive lorsque KOx. SVx =' 0' avec x=A ou B c'est-à-dire la première voie et/ou la seconde voie a détecté une panne et/ou une survitesse. Ainsi, le dispositif de protection d'une voie est inhibé par une voie de surveillance opposée si cette dernière ne détecte pas de survitesse et si elle ne remonte pas de panne.
Pour délivrer ces commandes, chaque voie de surveillance VA, VB comprend d'une part un détecteur de panne PA, PB de la chaîne de contrôle/commande protection survitesse (capteur, électronique) et d'autre part un capteur de vitesse CA, CB configuré pour mesurer une vitesse du moteur. Un capteur de vitesse est du type réluctance ou capteur à effet hall.
Chaque détecteur de panne PA, PB délivre un signal discret KOA, KOB qui présente un état haut Çl') si le calculateur ou la sortie logique présente une panne, un état bas ÇO') sinon.
En outre, chaq ue détecteur de panne permet de remonter une ou plusieurs informations logiques (une ici) en cas de panne avérée du système contrôle/commande (calculateur, capteur ou sortie logique).
Chaque capteur de vitesse CA, CB permet de mesurer la vitesse de rotation des parties tournantes du moteur et délivre respectivement, chacun, une information de vitesse qui est convertie (non détaillée) en une première commande SVA et une seconde commande SVB présentant :
- un état actif λ dans les conditions de survitesse, par exemple pour une vitesse du moteur Vmoteur telle que Vmoteur > Vseuill, avec Vseuill un seuil caractéristique d'une survitesse ;
- un état inactif λ0' hors des conditions de survitesse, par exemple pour une vitesse du moteur telle que 0 < Vmoteur < Vseuill.
Ainsi, la première ligne et/ou la seconde ligne LA, LB d'alimentation du dispositif de commande logique ECA sont configurée(s) pour alimenter le dispositif de commande logique ECA dès lors que la commande de verroui llage de l'une et/ou l'autre des lig nes d'alimentations LA, LB est inactive KOx. SVx = '0' c'est-à-d i re q ue l'une des voies de surveillance présente une panne ou une survitesse et que la commande fonction de la vitesse du moteur est active SVx=T c'est-à-dire que le moteur présente une survitesse.
Comme illustré sur la figure 1, chaque ligne d'alimentation alimente le dispositif de commande logique ECA entre deux points communs aux deux lignes.
Chaque ligne s'étend en parallèle jusqu'au premier point commun et comprend en série une source de tension +VB, +VA délivrant par exemple une tension de +28V, un interrupteur 12, 14 normalement ouvert (c'est-à-dire qu'il est ouvert sans aucune commande) un interrupteur 12, 13 normalement fermé (c'est-à-dire qu'il est fermé sans aucune commande).
Par ailleurs, chaque ligne s'étend en parallèle jusqu'au second point commun et comprend une ligne de masse GNDA, GNDB et un interrupteur 15, 16 normalement ouvert.
Les interrupteurs II, 12, 13, 14, 15, 16 sont activés (ils changent d'état par rapport à leur état sans commande ou de repos) lorsque la commande verrouillage est active ou une survitesse est détectée. Ainsi, le dispositif de protection survitesse est activé dans les cas suivants :
Survitesse détectée sur l'une et l'autre des voies de surveillance ; ou
- Survitesse détectée sur la première voie de surveillance et panne détectée sur la seconde voie de surveillance ; ou
Survitesse détectée sur la seconde voie de surveillance et panne détectée sur la première voie de surveillance.
On note que la mise en série au niveau de la source d'alimentation de deux interrupteurs (interrupteurs 12, 15 de la première ligne et des interrupteurs 14, 16 de la seconde ligne avec les mêmes logiques de commande) réalisant la même fonction logique permet de se protéger des cas de court-circuit pouvant alimenter le dispositif de commande logique ECA.
On peut résumer ci-après la logique d'activation du dispositif de protection sous l'équation suivante, SV étant l'état de l'ECA 00' ouvert, λ1' fermé) :
SV=(SVA+SVB). (sVA. (KÔB.SVË) +SVB (ï<ÔÂ.SVÂ) SV=(SVA+SVB).(SVA.(KOB+SVB)+SVB.(KOA+SVA))
SV=(SVA+SVB).(SVA.(KOB+SVB)+SVB.(KOA+SVA))
SV=SVA.KOB+SVA.SVB+SVB.KOA+SVA.SVB
SV=SVA.SVB+SVA.KOB+SVB.KOA
La table de vérité est la suivante :
Figure imgf000009_0001
On a illustré sur la figure 2 un état du dispositif de protection lorsqu'il n'y a pas de panne et lorsqu'il n'y a pas de survitesse.
Dans ce cas le système de détection est en état de fonctionnement nominal et qu'aucune survitesse n'est détectée, le système est dans l'état suivant :
Les première et seconde commandes fonction de la vitesse SVA et SVB sont inactives
Les commandes de verrouillage sont actives : pas de panne et pas de survitesse. Tous les interrupteurs sont ouverts, le dispositif de commande logique ECA n'est pas alimenté, le dispositif de protection est donc inactif, le système 10 d'alimentation est ouvert.
On a illustré sur la figure 3 un état du dispositif de protection en cas de survitesse et pas de panne.
Dans ce cas :
les première et seconde commandes fonction de la vitesse SVA et SVB sont actives, la détection de survitesse est assurée sur les deux voies ;
Les commandes de verrouillage sont inactives : il n'y a pas de panne et une survitesse est détectée (SV= , KÔ . SV = 0).
Tous les interrupteurs sont fermés, le dispositif de commande logique ECA est alimenté via les deux lignes d'alimentation, le dispositif de protection est donc actif, le système 10 d'alimentation est fermé.
On a illustré sur la figure 4 un état du dispositif de protection lorsqu'une panne est détectée (ici sur la première voie de surveillance VA) et qu'il y a une survitesse.
Etant donné qu'il y a une panne sur la première voie de surveillance VA, la première commande SVA est indéterminée, les interrupteurs 14 et 15 peuvent être ouverts ou fermés (on note X sur la figure 4).
Dans ce cas : La première commande de verrouillage KOA. SVA est inactif et l'interrupteur commandé par cette commande est fermé II ;
La première commande SVA fonction de la vitesse du moteur est indéterminée, les interrupteurs commandés par cette première commande sont soit ouvert soit fermés ;
Il y a une survitesse et pas de panne sur la seconde voie de surveillance donc la seconde commande SVB fonction de la vitesse d u moteu r est active, les interrupteurs commandés par cette seconde commande sont fermés.
Ainsi, du fait d'avoir deux lignes d'alimentation, la panne d'une voie de surveillance n'affecte pas le dispositif de protection qui est ici actif, le dispositif de commande logique ECA est alimenté via la seconde ligne d'alimentation, le système 10 d'alimentation est fermé.
L'architecture présentée ci-dessus peut être disposée de plusieurs manières dans un aéronef, sachant que les voies de surveillance peuvent être intégrées :
dans le calculateur électronique de régulation du moteur,
ou dans un calculateur dédié à la surveillance.
Les lignes d'alimentation peuvent être localisées à plusieurs endroits:
La figure 5a décrit une installation où les lignes d'alimentation sont disposées en zone moteur
La figure 5b décrit une installation où les lignes d'alimentations sont disposées en zone avion (hors zone feu)
La figure 5c décrit une installation où les lignes d'alimentation sont partie intégrante des voies de surveillance. Cette disposition permet de diminuer la sensibilité aux perturbations foudre ou électromagnétique.

Claims

Revendications
1. Dispositif de protection survitesse d'un moteur d'aéronef, ledit moteur comprenant un système (10) d'alimentation en carburant, un dispositif de commande logique (ECA) étant en outre configuré pour ouvrir ou fermer le système (10) d'alimentation, le dispositif de protection comprenant :
- une première ligne (LA) configurée pour alimenter le dispositif de commande logique (ECA) ;
- une seconde ligne (LB) configurée pour alimenter le dispositif de commande logique (ECA) ;
- une première voie (VA) de surveillance configurée pour délivrer une première commande (SVA) fonction de la vitesse du moteur et une première commande de verrouillage (KOA. SVA) fonction de la vitesse du moteur et d'une panne de la première voie de surveillance ;
- une seconde voie (VB) de surveillance configurée pour délivrer une seconde commande (SVB) fonction de la vitesse du moteur et une seconde commande de verrouillage (KÔB. SVB) fonction de la vitesse du moteur et d'une panne de la seconde voie de surveillance ;
la première ligne et/ou la seconde ligne (LA, LB) d'alimentation du dispositif de commande logique (ECA) étant configurée(s) pour alimenter un dispositif de commande logique (ECA) dès lors que la commande de verrouillage de l'une et/ou l'autre des lignes d'alimentations (LA, LB) est inactive (KÔ . SV = Ό') c'est-à-dire que l'une des voies de surveillance présente une panne ou détecte une survitesse et que la commande fonction de la vitesse du moteur est active (SVx=T) c'est-à-dire que le moteur présente une survitesse.
2. Dispositif selon la revendication 1, dans lequel chaque ligne (LA, LB) d'alimentation comprend une source de tension (+VA, +VB) connectée en série avec le dispositif de commande logique (ECA) et une masse (GNDA, GNBD).
3. Dispositif selon la revendication 2, dans lequel chaque ligne (LA, LB) d'alimentation comprend, en série, entre la source de tension et le dispositif de commande logique (ECA) un interrupteur normalement ouvert (12, 14) et un interrupteur normalement fermé (II, 13).
4. Dispositif selon l'une des revendications 2 à 3, dans lequel chaque ligne (LA, LB) d'alimentation comprend, en série entre la masse (GNDA, GNDB) et le dispositif de commande logique (ECA) un interrupteur normalement ouvert (15, 16).
5. Dispositif selon l'une des revendications 3 à 4, dans lequel les interrupteurs normalement ouverts sont commandés par la commande fonction de la vitesse du moteur et les interrupteurs normalement fermés par la commande de verrouillage.
6. Dispositif selon l'une des revendications précédentes, dans lequel chaque voie de surveillance (VA, VB) comprend un capteur de vitesse (CA, CB) configuré pour mesurer une vitesse du moteur convertie en respectivement une première commande (SVA) et une seconde commande (SVB) présentant :
- un état haut 0 ) pour une survitesse du moteur par exemple pour une vitesse du moteur Vmoteur telle que Vmoteur > Vseuill, avec Vseuill un seuil caractéristique d'une survitesse ;
- un état bas 00') sinon par exemple pour une vitesse du moteur telle que 0 < Vmoteur < Vseuill.
7. Dispositif selon l'une des revendications précédentes, dans lequel chaque voie de surveillance (VA, VB) comprend un détecteur de panne du moteur configuré pour, si le dispositif de protection survitesse présente une panne, délivrer un signal discret (KOA, KOB) présentant un état haut Çl') si le moteur présente une panne, un état bas 00') sinon.
8. Ensemble de protection survitesse d'un moteur d'aéronef, ledit moteur comprenant un système (10) d'alimentation en carburant, l'ensemble comprenant un dispositif de commande logique (ECA) configuré pour ouvrir ou fermer le système (10) d'alimentation et un dispositif de protection survitesse selon l'une des revendications précédentes.
9. Aéronef comprenant un ensemble de protection selon la revendication 8, dans lequel les voies de surveillance sont intégrées :
- dans un ou plusieurs calculateur(s) de régulation électronique du moteur ;
- dans un ou plusieurs boitier(s) électronique(s) dédié(s) à la protection du moteur.
10. Aéronef selon la revendication 9, dans lequel les lignes d'alimentation sont disposées :
- dans un boitier dédié en zone avion, de préférence dans une zone dite hors feu ;
- ou dans un boitier dédié en zone moteur;
- ou dans le(s) boitier(s) électronique(s) incorporant les voies de surveillance.
PCT/FR2017/050129 2016-01-22 2017-01-20 Dispositif de protection survitesse d'un moteur d'un aéronef Ceased WO2017125694A1 (fr)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1650502A FR3047041B1 (fr) 2016-01-22 2016-01-22 Dispositif de protection de survitesse d'un moteur d'un aeronef
FR1650502 2016-01-22

Publications (1)

Publication Number Publication Date
WO2017125694A1 true WO2017125694A1 (fr) 2017-07-27

Family

ID=55590048

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
PCT/FR2017/050129 Ceased WO2017125694A1 (fr) 2016-01-22 2017-01-20 Dispositif de protection survitesse d'un moteur d'un aéronef

Country Status (2)

Country Link
FR (1) FR3047041B1 (fr)
WO (1) WO2017125694A1 (fr)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN114294067A (zh) * 2021-12-15 2022-04-08 中国船舶重工集团公司第七一一研究所 小型径流膨胀机超速保护装置

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2956380A1 (fr) * 2010-02-15 2011-08-19 Snecma Procede et dispositif de protection contre des anomalies de commande de poussee de moteur d'avion
EP2573629A1 (fr) * 2011-09-22 2013-03-27 Hamilton Sundstrand Corporation Logique de protection à canaux multiples
EP2592253A1 (fr) * 2011-11-08 2013-05-15 Thales Système de régulation numérique à pleine autorité pour moteur d'aéronef

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2956380A1 (fr) * 2010-02-15 2011-08-19 Snecma Procede et dispositif de protection contre des anomalies de commande de poussee de moteur d'avion
EP2573629A1 (fr) * 2011-09-22 2013-03-27 Hamilton Sundstrand Corporation Logique de protection à canaux multiples
EP2592253A1 (fr) * 2011-11-08 2013-05-15 Thales Système de régulation numérique à pleine autorité pour moteur d'aéronef

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN114294067A (zh) * 2021-12-15 2022-04-08 中国船舶重工集团公司第七一一研究所 小型径流膨胀机超速保护装置

Also Published As

Publication number Publication date
FR3047041A1 (fr) 2017-07-28
FR3047041B1 (fr) 2018-01-05

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CA2756714C (fr) Procede de commande pour systeme de securite survitesse de moteurs d&#39;aeronef et circuit de commande pour mettre en oeuvre ledit procede
EP2293429B1 (fr) Dispositif sécurisé de surveillance et de commande pour actionneur de pilotage d&#39;un aéronef
EP2582577B1 (fr) Dispositif d&#39;alimentation et de commande d&#39;actionneurs, ensemble d&#39;actionnement correspondant et aeronef comportant un tel dispositif
EP2812993B1 (fr) Système et procéde de commande de l&#39;alimentation d&#39;une machine électrique en fonction de la température
EP2844860B1 (fr) Système de commande pour inverseur de poussée
EP0828206B1 (fr) Dispositif de contrôle de la poussée d&#39;un aéronef à plusieurs moteurs
EP3172412B1 (fr) Dispositif de protection contre survitesse d&#39;un moteur d&#39;aéronef
FR2681302A1 (fr) Dispositif de direction assistee.
WO2018091830A1 (fr) Dispositif de protection d&#39;un calculateur électronique contre un court-circuit
WO2007096501A1 (fr) Procede et dispositif de detection d’une dissymetrie laterale d’un aeronef
EP3592959B1 (fr) Procédé et dispositif de détection de conditions propices à l&#39;apparition d&#39;un pompage en vue de protéger un compresseur d&#39;une turbomachine d&#39;aéronef
WO2017125694A1 (fr) Dispositif de protection survitesse d&#39;un moteur d&#39;un aéronef
EP3601765B1 (fr) Dispositif amélioré d&#39;augmentation temporaire de puissance de turbomachine
EP3583032A1 (fr) Procédé et système de commande d&#39;un dispositif d&#39;urgence
EP3058209B1 (fr) Procédé de surveillance d&#39;un système de verrouillage pour inverseur de poussée de turbomachine
FR3035642A1 (fr) Aeronef equipe d&#39;un dispositif de surveillance de la gestion electronique des moteurs
WO2011101581A1 (fr) Circuit de detection des positions de contacteurs dans une turbomachine
FR2946018A1 (fr) Dispositif pour compenser la perte de poussee d&#39;un moteur d&#39;aeronef et systeme de communication entre lesdits moteurs et un calculateur comportant ledit dispositif.
FR2960906A1 (fr) Unite electronique de protection survitesse d&#39;une turbomachine de moteur d&#39;aeronef
EP0922855B1 (fr) Perfectionnement aux dispositifs pour la commande d&#39;un démarreur de véhicule automobile
EP0921306B1 (fr) Dispositif pour la commande d&#39;un démarreur de véhicule automobile
FR3121293A1 (fr) Installation motrice à démarrage électrique à doublement de tension électrique d’un moteur thermique
WO2020043990A1 (fr) Aiguilleur électrique haute disponibilité : contrôle d&#39;une chaine d&#39;actionnement simplex par un contrôle redondé
EP4737325A1 (fr) Procede de reactivation d&#39;un moteur a combustion en veille durant un mode de fonctionnement asymetrique au sein d&#39;un aeronef multimoteur
FR2864363A1 (fr) Systeme de controle de l&#39;alimentation en energie d&#39;organes fonctionnels d&#39;un reseau de bord d&#39;un vehicule

Legal Events

Date Code Title Description
121 Ep: the epo has been informed by wipo that ep was designated in this application

Ref document number: 17706279

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1

NENP Non-entry into the national phase

Ref country code: DE

122 Ep: pct application non-entry in european phase

Ref document number: 17706279

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1