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Title:
METHOD AND SYSTEM FOR CONTROLLING A NON-PROPULSIVE POWER GENERATION TURBINE ENGINE
Document Type and Number:
WIPO Patent Application WO/2020/200853
Kind Code:
A1
Abstract:
A method for controlling a non-propulsive power generation turbine engine (T) configured to supply power to a plurality of propulsion rotors (R1-R4) of an aircraft, each propulsion rotor (R1-R4) being connected to a power distribution module (30) through at least one power supply bus (B1-B4), the turbine engine (T) supplying each power supply bus (B1-B4) via the power distribution module (30) at a supply rate, the control method comprising a step of determining the power requirement of each power supply bus (B1-B4) depending on the power requirement (P1-P4) of each propulsion rotor (R1-R4), a step of determining the basic power requirement of each power supply bus (B1-B4), a step of determining the overall power requirement (Pglob) based on all the basic power requirements of the power supply buses (B1-B4) and a step of determining an anticipation parameter (N1ap) based on the overall power requirement (Pglob).

Inventors:
BEDDOK STÉPHANE (FR)
POUMAREDE VINCENT (FR)
Application Number:
EP2020/057884
Publication Date:
October 08, 2020
Filing Date:
March 20, 2020
Export Citation:
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Assignee:
SAFRAN HELICOPTER ENGINES (FR)
International Classes:
F02C3/10; B64D27/02; F02C9/26
Foreign References:
US10233768B12019-03-19
US20180291807A12018-10-11
EP2829472A12015-01-28
Attorney, Agent or Firm:
ARGYMA (FR)
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Claims:
REVENDICATIONS

1. Procédé de régulation d’une turbomachine de génération électrique non propulsive (T) configurée pour alimenter électriquement une pluralité de rotors propulsifs (R1-R4) d’un aéronef, chaque rotor propulsif (R1-R4) étant relié à un module de répartition d’énergie (30) par au moins un bus d’alimentation (B1-B4), la turbomachine (T) alimentant chaque bus d’alimentation (B1-B4) via le module de répartition d’énergie (30) selon un taux d’alimentation (51- 54), la turbomachine (T) comportant un arbre haute pression un et ayant un régime haute pression N1 , et un arbre basse pression, ayant un régime basse pression N2, le procédé de régulation comportant :

- une étape de détermination du besoin en puissance (P1-P4) de chaque rotor propulsif (R1-R4),

- une étape de détermination du besoin en puissance (PB1-PB4) de chaque bus d’alimentation (B1-B4) en fonction du besoin en puissance (P1-P4) de chaque rotor propulsif (R1-R4),

- une étape de détermination du besoin en puissance élémentaire (PB1e-PB4e) de chaque bus d’alimentation (B1-B4) en fonction du taux d’alimentation (51- 54) et du besoin en puissance (PB1-PB4) de chaque bus d’alimentation (B1- B4),

- une étape de détermination du besoin en puissance globale (Pglob) à partir de l’ensemble des besoins en puissance élémentaire (PB1e-PB4e) des bus d’alimentation (B1-B4),

- une étape de détermination d’un paramètre d’anticipation (N1ap) à partir du besoin en puissance globale (Pglob),

- une étape de détermination d’une consigne de régime haute pression (N 1c) à partir d’une consigne de régime basse pression (N2c) et d’une mesure du régime basse pression (N2) de la turbomachine (T) et dudit paramètre d’anticipation (N1ap) et

- une étape de détermination d’une consigne de débit de carburant (Qc) de la turbomachine (T) à partir de la consigne de régime haute pression (N 1c) et d’une mesure du régime haute pression (N1).

2. Procédé de régulation selon la revendication 1 , dans lequel le module de répartition d’énergie (30) est configuré pour alimenter chaque bus d’alimentation (B1-B4) par la turbomachine (T) et par une batterie (31).

3. Procédé de régulation selon l’une des revendications 1 à 2, dans lequel le besoin en puissance (P1-P4) d’un rotor propulsif (R1-R4) est déterminé en fonction d’au moins un des paramètres suivants dudit rotor propulsif (R1-R4) : la poussée, le régime et le pas dudit rotor propulsif (R1-R4).

4. Procédé de régulation selon l’une des revendications 1 à 3, dans lequel au moins deux rotors propulsifs (R1-R4) sont reliés électriquement au module de répartition d’énergie (30) par un même bus d’alimentation (B1-B4).

5. Procédé de régulation selon la revendication 4, dans lequel, le bus d’alimentation (B1- B4) alimentant au moins deux rotors propulsifs (R1-R4) en fonction de taux de mutualisation prédéterminés (b11 , b12), le procédé comprend une étape de détermination du besoin en puissance élémentaire (PB1e-PB4e) dudit bus d’alimentation (B1-B4) en fonction du besoin en puissance (P1-P4) de chaque rotor propulsif (R1-R4) relié audit bus d’alimentation (B1-B4), des taux de mutualisation prédéterminés (b11 , b12) et du taux d’alimentation (51- 54) dudit bus d’alimentation (B1-B4).

6. Procédé de régulation selon l’une des revendications 1 à 5, dans lequel le paramètre d’anticipation (N1ap) est déterminé à partir d’une base de données (40) recevant en entrée le besoin en puissance globale (Pglob).

7. Système de régulation d’une turbomachine de génération électrique non propulsive (T) configurée pour alimenter électriquement une pluralité de rotors propulsifs (R1-R4) d’un aéronef, chaque rotor propulsif (R1-R4) étant relié à un module de répartition d’énergie (30) par au moins un bus d’alimentation (B1-B4), la turbomachine (T) alimentant chaque bus d’alimentation (B1-B4) via le module de répartition d’énergie (30) selon un taux d’alimentation (51- 54), la turbomachine (T) comportant un arbre haute pression, ayant un régime haute pression N 1 , et un arbre basse pression, ayant un régime basse pression N2, le système de régulation comportant :

- un module de détermination de puissance (50) configuré pour déterminer le besoin en puissance (P1-P4) de chaque rotor propulsif (R1-R4), un module d’anticipation (40) configuré pour déterminer : i. un besoin en puissance (PB1-PB4) de chaque bus d’alimentation (B1- B4) en fonction du besoin en puissance (P1-P4) de chaque rotor propulsif (R1-R4), ii. un besoin en puissance élémentaire (PB1e-PB4e) de chaque bus d’alimentation (B1-B4) en fonction du taux d’alimentation (51- 54) et du besoin en puissance (PB1-PB4) de chaque bus d’alimentation (B1-B4) iii. un besoin en puissance globale (Pglob) à partir de l’ensemble des besoins en puissance élémentaire (PB1e-PB4e) des bus d’alimentation (B1-B4), iv. un paramètre d’anticipation (N1ap) à partir du besoin en puissance globale (Pglob),

- un module de régulation (60) configuré pour déterminer i. une consigne de régime haute pression (N 1c) à partir d’une consigne de régime basse pression (N2c) et d’une mesure du régime basse pression (N2) de la turbomachine (T) et dudit paramètre d’anticipation (N1ap) et ii. une consigne de débit de carburant (Qc) de la turbomachine (T) à partir de la consigne de régime haute pression (N 1c) et d’une mesure du régime haute pression (N1).

8. Turbomachine de génération électrique non propulsive (T) configurée pour alimenter électroniquement une pluralité de rotors propulsifs (R1-R4) d’un aéronef, la turbomachine (T) comportant un arbre haute pression, ayant un régime haute pression N1 , et un arbre basse pression, ayant un régime basse pression N2, la turbomachine (T) comprenant un système de régulation selon la revendication 7.

9. Aéronef comportant une pluralité de rotors propulsifs (R1-R4), au moins un module de répartition d’énergie (30), au moins un bus d’alimentation (B1-B4) reliant chaque rotor propulsif (R1-R4) au module de répartition d’énergie (30), une turbomachine (T) selon la revendication 8 alimentant chaque bus d’alimentation (B1-B4) via le module de répartition d’énergie (30) selon un taux d’alimentation (51- 54).

Description:
DESCRIPTION

TITRE DE L’INVENTION : Procédé et système de régulation d’une turbomachine de génération électrique non propulsive

DOMAINE TECHNIQUE DE L’INVENTION

[0001] La présente invention concerne le domaine de la propulsion d’un aéronef comprenant plusieurs rotors propulsifs, en particulier, une pluralité de rotors propulsifs alimentés électriquement par une turbomachine de génération électrique non propulsive.

[0002] De manière connue, il a été proposé d’équiper un aéronef avec un système de propulsion hybride comportant une turbomachine de génération électrique non propulsive, une batterie et une pluralité de rotors alimentés électriquement. Un tel système de propulsion hybride permet de transporter des biens et marchandises de manière optimale en limitant les nuisances sonores et la consommation de carburant.

[0003] L’utilisation d’un système de propulsion hybride pose des inconvénients sur le plan de la régulation de la turbomachine étant donné que cette dernière n’est plus propulsive mais dédiée à la génération d’énergie électrique.

[0004] De manière connue, une turbomachine propulsive dite « à double corps » ou « à turbine libre » comporte un arbre haute pression, ayant un régime de rotation haute pression N1 , qui entraîne notamment le compresseur, et un arbre basse pression, ayant un régime de rotation basse pression N2, qui forme l’arbre de sortie. De manière connue, l’arbre basse pression est relié à une turbine libre, qui entraîne mécaniquement au travers d’un étage de réduction un rotor propulsif comportant une pluralité de pales, dont le pas collectif peut être modifié. De manière connue, le pas collectif correspond à l’angle d’incidence commun à toutes les pales dudit rotor propulsif.

[0005] Dans un aéronef selon l’art antérieur comportant une turbomachine propulsive, il est connu un système de régulation configuré pour limiter les variations de régime basse pression N2 de manière à assurer la pilotabilité de l’aéronef, tout en contrôlant le débit de carburant ainsi que le régime haute pression N1 afin de permettre à la turbomachine de fonctionner à un rendement optimal.

[0006] Grâce à une manette des gaz appelée « manette de pas collectif », le pilote de l’aéronef peut modifier l’incidence des pales du rotor et modifier le couple mécanique exercé par ledit rotor sur l’arbre basse pression. La modification du pas collectif entraîne donc une variation des besoins en puissance de la turbomachine propulsive. [0007] Le système de régulation doit donc asservir le régime de rotation basse pression N2 indépendamment du besoin en puissance imposé par le pilote au moyen du pas collectif. Pour ce faire, le système de régulation de la turbomachine propulsive peut agir sur deux paramètres de fonctionnement : d’une part le débit de carburant injecté dans la chambre de combustion, d’autre part sur le régime de rotation haute pression N1 du compresseur, lequel conditionne le débit d’air admis dans la chambre de combustion et peut être considéré comme une image de la puissance fournie par la turbomachine sur l’arbre basse pression.

[0008] En pratique, comme illustré à la figure 1 représentant de manière schématique un système de régulation d’une turbomachine propulsive T1 , le système de régulation de la turbomachine T1 repose sur deux boucles de régulation imbriquées : une boucle de régulation du régime basse pression N2 et une boucle de régulation du régime haute pression N1.

[0009] Le système de régulation reçoit en entrée une consigne de régime N2c qui est comparée au régime basse pression N2 de la turbomachine T 1 afin de déterminer un écart de régime basse pression eN2. Un paramètre haute pression préliminaire N1 pc est déterminé par un correcteur basse pression CN2, du type proportionnel intégral, à partir de l’écart de régime basse pression eN2. Un régime de consigne haute pression N1 c est déterminé en additionnant le paramètre haute pression préliminaire N1 pc à un paramètre d’anticipation N 1a. Puis, le régime de consigne haute pression N1 c est comparé au régime haute pression N1 de la turbomachine afin de déterminer un écart de régime haute pression eN1. Une quantité de carburant Qc est déterminée par un correcteur haute pression CN1 , du type proportionnel intégral, à partir de l’écart de régime haute pression eN1. Ainsi, la turbomachine T1 reçoit une quantité de carburant optimale Qc pour limiter la variation de régime basse pression N2.

[0010] L’utilisation d’un paramètre d’anticipation N1a est importante dans la régulation car cela permet de prendre en compte, par anticipation, une modification du pas collectif XPC qui entraîne une variation des besoins en puissance de la turbomachine T1. En pratique, le paramètre d’anticipation N1a est déterminé par un module de calcul 20 à partir d’une mesure du pas collectif XPC des pales du rotor de l’aéronef. En effet, le pas collectif XPC est un indicateur avancé des besoins en puissance de la turbomachine T1 et permet de réaliser une régulation optimale et précise au cours du temps. Pour permettre une telle régulation, la turbomachine T 1 est équipée d’un dispositif de mesure de pas collectif XPC afin de pouvoir déterminer le paramètre d’anticipation N 1 a. Le module de calcul 20 se présente généralement sous la forme d’un modèle mathématique défini en fonction des caractéristiques physiques du rotor, des conditions de pression et de température de l’air (densité), et recalé de manière empirique par retour d’expérience, notamment, à partir d’essais en vol. [0011] Dans le cas d’un aéronef comportant une turbomachine de génération électrique non propulsive, la turbomachine n’est pas reliée mécaniquement au rotor de l’aéronef mais électriquement à une pluralité de rotors propulsifs. Il n’est ainsi plus possible de déterminer un paramètre d’anticipation comme dans l’art antérieur.

[0012] Une solution immédiate serait de mesurer le pas collectif de chaque rotor électrique, ce qui est complexe et onéreux étant donné que chaque rotor devrait être équipé d’un dispositif de mesure de pas collectif XPC.

[0013] En outre, une mesure du pas collectif de chaque rotor électrique n’est pas pertinente étant donné que les contraintes pour une architecture multi-rotors sont différentes de celles d’une architecture mono-rotor. En particulier, dans une architecture multi-rotors, il est possible de modifier le pas collectif de chaque rotor mais également sa vitesse de rotation de manière indépendante, ce qui n’est pas possible dans une architecture mono-rotor.

[0014] La présente invention vise à proposer un nouveau système de régulation adapté à une architecture multi-rotors qui puisse tirer avantage des avantages d’un système de régulation d’une architecture mono-rotor.

PRESENTATION DE L’INVENTION

[0015] Un procédé de régulation d’une turbomachine de génération électrique non propulsive configurée pour alimenter électriquement une pluralité de rotors propulsifs d’un aéronef, chaque rotor propulsif étant relié à un module de répartition d’énergie par au moins un bus d’alimentation, la turbomachine alimentant chaque bus d’alimentation via le module de répartition d’énergie selon un taux d’alimentation, la turbomachine comportant un arbre haute pression, ayant un régime haute pression N1 , un arbre basse pression, ayant un régime basse pression N2, le procédé de régulation comportant :

-une étape de détermination du besoin en puissance de chaque rotor propulsif,

-une étape de détermination du besoin en puissance de chaque bus d’alimentation en fonction du besoin en puissance de chaque rotor propulsif,

-une étape de détermination du besoin en puissance élémentaire de chaque bus d’alimentation en fonction du taux d’alimentation et du besoin en puissance de chaque bus d’alimentation

-une étape de détermination du besoin en puissance globale à partir de l’ensemble des besoins en puissance élémentaire des bus d’alimentation,

-une étape de détermination d’un paramètre d’anticipation à partir du besoin en puissance globale, -une étape de détermination d’une consigne de régime haute pression à partir d’une consigne de régime basse pression et d’une mesure du régime basse pression de la turbomachine et dudit paramètre d’anticipation et

-une étape de détermination d’une consigne de débit de carburant de la turbomachine à partir de la consigne de régime haute pression et d’une mesure du régime haute pression.

[0016] De manière avantageuse, grâce à l’invention, on tire avantage d’un procédé de régulation connu pour une turbomachine propulsive pour réguler une turbomachine non propulsive de génération d’énergie. Un paramètre d’anticipation, basé sur l’impact du besoin en puissance électrique globale des rotors propulsifs, permet une régulation rapide, fiable et pertinente. La prise en compte du taux d’alimentation est également pertinente étant donné que toute l’énergie électrique n’est pas fournie par la turbomachine. Les besoins en énergie électrique sont ainsi déterminés de manière anticipée et fiable.

[0017] De manière avantageuse, la turbomachine entraîne au moins une génératrice électrique, de préférence une pluralité de génératrices électriques, pour alimenter le module de répartition d’énergie. De préférence, l’arbre basse pression entraîne au moins une génératrice électrique, de préférence, une pluralité de génératrices électriques. Bien que n’ayant pas de lien mécanique avec les rotors propulsifs de l’aéronef, l’arbre basse pression de la turbomachine non propulsive de génération d’énergie entraîne, soit directement, soit par l’intermédiaire d’un étage de réduction mécanique, une pluralité de génératrices électriques, lesquelles se caractérisent par une vitesse nominale d’entrainement permettant d’assurer un fonctionnement optimal desdites génératrices électriques. Cette vitesse d’entrainement optimale dépend notamment de la technologie et de la topologie des organes de rotor des génératrices électriques. De la même manière que dans le cas d’une turbomachine propulsive entraînant le rotor propulsif d’un aéronef, la régulation d’une turbomachine non propulsive de génération d’énergie doit donc asservir le régime de basse pression N2, et limiter ses fluctuations vis-à-vis des variations de puissance électrique consommée par le système propulsif électrique de l’aéronef.

[0018] De préférence, le module de répartition d’énergie est configuré pour alimenter chaque bus d’alimentation par la turbomachine et par une batterie. De manière préférée, chaque bus d’alimentation est alimenté exclusivement par la batterie et la turbomachine. Le taux d’alimentation varie en fonction de différents paramètres, par exemple, de l’état de charge de la batterie.

[0019] De manière préférée, le besoin en puissance d’un rotor propulsif est déterminé en fonction d’au moins un des paramètres suivants dudit rotor propulsif : la poussée, le régime et le pas dudit rotor propulsif. Autrement dit, le paramètre d’anticipation permet de prendre en compte la nature diverse des rotors propulsifs ainsi que leur commande qui peut être diverse (variation du pas collectif, du régime, etc.). De préférence, le besoin en puissance d’un rotor propulsif est déterminé en fonction de plusieurs, de préférence tous, des paramètres cités.

[0020] Selon un aspect de l’invention, au moins deux rotors propulsifs sont reliés électriquement au module de répartition d’énergie par un même bus d’alimentation. Ainsi, cela permet de mutualiser les bus d’alimentation. De préférence, au moins deux bus d’alimentation sont reliés électriquement à un même rotor propulsif afin de réaliser une alimentation redondante et ainsi améliorer la sécurité.

[0021] De préférence, le bus d’alimentation alimentant au moins deux rotors propulsifs en fonction de taux de mutualisation prédéterminés, le procédé comprend une étape de détermination du besoin en puissance élémentaire dudit bus d’alimentation en fonction du besoin en puissance de chaque rotor propulsif relié audit bus d’alimentation, des taux de mutualisation prédéterminés et du taux d’alimentation dudit bus d’alimentation.

[0022] De manière préférée, le paramètre d’anticipation est déterminé à partir d’une base de données recevant en entrée le besoin en puissance globale. Ainsi, le besoin en puissance globale est directement associé à un paramètre d’anticipation à la manière du pas collectif selon l’art antérieur. La détermination est directe et rapide.

[0023] L’invention concerne également un système de régulation d’une turbomachine de génération électrique non propulsive configurée pour alimenter électriquement une pluralité de rotors propulsifs d’un aéronef, chaque rotor propulsif étant relié à un module de répartition d’énergie par au moins un bus d’alimentation, la turbomachine alimentant chaque bus d’alimentation via le module de répartition d’énergie selon un taux d’alimentation, la turbomachine comportant un arbre haute pression, ayant un régime haute pression N1 , et un arbre basse pression, ayant un régime basse pression N2, le système de régulation comportant :

-un module de détermination de puissance configuré pour déterminer le besoin en puissance de chaque rotor propulsif,

-un module d’anticipation configuré pour déterminer :

• un besoin en puissance de chaque bus d’alimentation en fonction du besoin en puissance de chaque rotor propulsif,

• un besoin en puissance élémentaire de chaque bus d’alimentation en fonction du taux d’alimentation et du besoin en puissance de chaque bus d’alimentation • un besoin en puissance globale à partir de l’ensemble des besoins en puissance élémentaire des bus d’alimentation,

• un paramètre d’anticipation à partir du besoin en puissance globale,

-un module de régulation configuré pour déterminer

• une consigne de régime haute pression à partir d’une consigne de régime basse pression et d’une mesure du régime basse pression de la turbomachine et dudit paramètre d’anticipation et

• une consigne de débit de carburant de la turbomachine à partir de la consigne de régime haute pression et d’une mesure du régime haute pression.

[0024] L’invention concerne également une turbomachine de génération électrique non propulsive configurée pour alimenter électroniquement une pluralité de rotors propulsifs d’un aéronef, la turbomachine comportant un arbre haute pression, ayant un régime haute pression N 1 , et un arbre basse pression, ayant un régime basse pression N2, la turbomachine comprenant un système de régulation tel que présenté précédemment.

[0025] L’invention concerne en outre un aéronef comportant une pluralité de rotors propulsifs, au moins un module de répartition d’énergie, au moins un bus d’alimentation reliant chaque rotor propulsif au module de répartition d’énergie, une turbomachine, telle que présentée précédemment, alimentant chaque bus d’alimentation via le module de répartition d’énergie selon un taux d’alimentation.

PRESENTATION DES FIGURES

[0026] L’invention sera mieux comprise à la lecture de la description qui va suivre, donnée uniquement à titre d’exemple, et se référant aux dessins annexés donnés à titre d’exemples non limitatifs, dans lesquels des références identiques sont données à des objets semblables et sur lesquels :

[0027] La figure 1 est une représentation schématique d’un système de régulation d’une turbomachine propulsive selon l’art antérieur ;

[0028] La figure 2 est une représentation schématique d’un système de régulation d’une turbomachine non propulsive de génération électrique pour alimenter une pluralité de rotors propulsifs selon l’invention ; [0029] La figure 3 est une représentation schématique d’un module d’anticipation d’un système de régulation ; et

[0030] La figure 4 est une représentation schématique d’un module d’anticipation pour plusieurs rotors propulsifs mutualisés sur un même bus d’alimentation.

[0031] Il faut noter que les figures exposent l’invention de manière détaillée pour mettre en œuvre l’invention, lesdites figures pouvant bien entendu servir à mieux définir l’invention le cas échéant.

DESCRIPTION DETAILLEE DE L’INVENTION

[0032] En référence à la figure 2, il est représenté de manière schématique une architecture multi-rotors d’un aéronef, en particulier, un hélicoptère. Dans cet exemple, l’aéronef comporte une pluralité de rotors propulsifs R1-R4 alimentés électriquement par un module de répartition 30 lui-même alimenté par une turbomachine non propulsive de génération électrique T et une batterie électrique 31. Par batterie électrique 31 , on entend aussi bien une unique batterie électrique 31 qu’un ensemble de plusieurs batteries 31. Dans cet exemple, il est représenté 4 rotors propulsifs R1-R4 mais il va de soi que leur nombre pourrait être différent. L’aéronef comporte un système de commande de vol pour contrôler les rotors propulsifs R1-R4.

[0033] Chaque rotor propulsif R1-R4 est relié au module de répartition d’énergie 30 par un ou plusieurs bus d’alimentation B1-B4. Dans la première forme de réalisation de la figure 2, chaque rotor propulsif R1-R4 est relié au module de répartition d’énergie 30 par un unique bus d’alimentation B1-B4.

[0034] Le module de répartition 30 est alimenté par une pluralité de génératrices électriques GE entraînées par la turbomachine T. Chaque bus d’alimentation B1-B4 est alimenté par la turbomachine en fonction d’un taux d’alimentation 51-54. Autrement dit, pour le premier bus d’alimentation B1 , le taux d’alimentation 51 correspond à la part de la turbomachine T dans l’alimentation électrique du premier bus d’alimentation B1. De manière réciproque, le taux d’alimentation 1-51 correspond à la part de la batterie 31 dans l’alimentation électrique du premier bus d’alimentation B1. Pour chaque bus d’alimentation B1-B4, le taux d’alimentation 51-54 peut varier au cours du temps et des conditions de fonctionnement. A titre d’exemple, lorsque le taux d’alimentation 51 est égal à 0, seule la batterie 31 alimente le premier bus d’alimentation B1. A l’inverse, lorsque le taux d’alimentation 51 est égal à 1 , seule la turbomachine T alimente le premier bus d’alimentation B1. De plus, la turbomachine T peut alimenter seule le premier bus d’alimentation B1 mais également recharger la batterie 31. Autrement dit, la turbomachine T peut générer plus d’énergie que celle demandée par les bus d’alimentation B1-B4 afin de recharger la batterie 31.

[0035] Toujours en référence à la figure 2, il est représenté un système de régulation de la turbomachine non propulsive de génération électrique T selon une forme de réalisation de l’invention. De manière connue, la turbomachine T comporte un arbre haute pression ayant un régime de haute pression N1 et un arbre basse pression ayant un régime de basse pression N2.

[0036] De manière connue, la turbomachine comporte un compresseur qui est entraîné par l’arbre haute pression. L’arbre basse pression entraîne la pluralité de génératrices électriques GE afin d’alimenter le module de répartition 30.

[0037] De manière analogue à l’art antérieur, le système de régulation de la turbomachine T comporte un module de régulation 60 reposant sur deux boucles de régulation imbriquées : une boucle de régulation du régime basse pression N2 et une boucle de régulation du régime haute pression N1.

[0038] Le module de régulation 60 reçoit en entrée une consigne de régime N2c qui est comparée au régime basse pression N2 de la turbomachine T afin de déterminer un écart de régime basse pression eN2. Un régime haute pression préliminaire N1 pc est déterminé par un correcteur basse pression CN2, du type proportionnel intégral, à partir de l’écart de régime basse pression eN2. Un régime de consigne haute pression N1 c est déterminé en additionnant le paramètre haute pression préliminaire N1 pc à un paramètre d’anticipation N1 ap. Puis, le régime de consigne haute pression N1 c est comparé au régime haute pression N1 de la turbomachine afin de déterminer un écart de régime haute pression eN1. Une quantité de carburant Qc est déterminée par un correcteur haute pression CN1 , du type proportionnel intégral, à partir de l’écart de régime haute pression eN1. De manière avantageuse, le paramètre d’anticipation N1 ap est déterminé de manière à ce que la turbomachine T reçoive une quantité de carburant optimale Qc pour limiter la variation de régime basse pression N2.

[0039] Selon l’invention, le paramètre d’anticipation N1 ap est fonction du besoin en puissance globale Pglob qui est déterminé à partir des besoins en puissance élémentaire PB1 e- PB4e des bus d’alimentation B1-B4. Par la suite, on entend par puissance élémentaire, la puissance prélevée sur la turbomachine T par chaque bus d’alimentation B1-B4 comme cela va être présenté par la suite.

[0040] Selon l’invention, le système de régulation comporte un module d’anticipation 40 configuré pour déterminer le paramètre d’anticipation N1 ap à partir des besoins en puissance P1- P4 de chaque rotor propulsif R1-R4. [0041] En référence à la figure 3, les besoins en puissance P1-P4 de chaque rotor propulsif R1-R4 sont déterminés par un module de détermination de puissance 50 à partir de différents paramètres propres à chaque rotor propulsif R1-R4, en particulier, le régime, le pas, les conditions atmosphériques, la vitesse de l’aéronef, etc. De manière préférée, le module de détermination de puissance 50 se présente sous la forme d’un calculateur électronique relié à des capteurs mesurant les paramètres propres de chaque rotor propulsif R1-R4.

[0042] Comme illustré à la figure 3, le module d’anticipation 40 comporte un premier sous- module 41 configuré pour déterminer un besoin en puissance élémentaire PB1e- PB4e de chaque bus d’alimentation PB1-PB4 à partir du taux d’alimentation 51- 54 dudit bus d’alimentation B1-B4 et du besoin en puissance P1-P4 dudit rotor propulsif R1-R4 selon la formule suivante :

[0043] PBe = P * d

[0044] Le besoin en puissance élémentaire PB1e-PB4e représente l’impact en besoin de puissance électrique de chaque rotor propulsif R1-R4. Dans cet exemple, le besoin en puissance élémentaire PB1e-PB4e d’un bus d’alimentation PB1-PB4 correspond au besoin en puissance P1-P4 du rotor propulsif R1-R4 auquel il est relié.

[0045] Le module d’anticipation 40 est configuré pour déterminer un besoin en puissance globale Pglob à partir de l’ensemble des besoins en puissance élémentaire PBe1-PBe4. Dans cet exemple, le besoin en puissance globale Pglob est obtenu par addition des puissances élémentaires PBe1-PBe4.

[0046] Toujours en référence à la figure 3, le module d’anticipation 40 comporte une base de données 42 configurée pour associer un besoin en puissance globale Pglob à un paramètre d’anticipation N1 ap. De manière préférée, la base de données 42 est définie de manière empirique ou par calcul (modèle mathématique, fonction mathématique, etc.).

[0047] Le paramètre d’anticipation N1 ap est introduit dans le module de régulation 60 en lieu et place du paramètre d’anticipation selon l’art antérieur qui était défini à partir du pas collectif du rotor de l’aéronef. De manière avantageuse, pour réguler la turbomachine T, le module de régulation 60 reste identique pour une architecture mono-rotor et une architecture multi-rotors, seul le paramètre d’anticipation N1 ap est adapté. Ainsi, toute amélioration du système de régulation bénéficie à toutes les architectures.

[0048] La définition du paramètre d’anticipation N1ap est judicieuse étant donné qu’elle correspond au besoin en puissance demandé à la turbomachine non-propulsive T. De manière avantageuse, un tel paramètre est analogue au paramètre calculé à partir du pas collectif pour une turbomachine propulsive entraînant mécaniquement le rotor de l’aéronef. [0049] Lors du vol de l’aéronef, le système de commande de vol de l’aéronef contrôle les différents rotors propulsifs R1-R4 afin de déplacer l’aéronef. Les rotors propulsifs R1-R4 sont alimentés par la turbomachine T et par la batterie 31 en fonction de leurs taux d’alimentation 51- 54 respectifs. Le module de détermination de puissance 50 permet de déterminer le besoin en puissance P1-P4. A partir de ces besoins en puissance P1-P4, le module d’anticipation 40 détermine le besoin en puissance globale Pglob qui impacte la turbomachine T et en déduit un paramètre d’anticipation N1 ap qui est utilisé pour réguler le régime basse pression N2 et limiter les variations de ce dernier. La turbomachine T est utilisée de manière optimale, ce qui limite sa consommation de carburant.

[0050] Dans une deuxième forme de réalisation, comme illustré à la figure 4, plusieurs rotors propulsif R1-R4 sont reliés au module de répartition 30 par un même bus d’alimentation B1-B4. De plus, un même rotor propulsif R1-R4 est relié électriquement à plusieurs bus d’alimentation B1-B4 de manière à permettre une redondance améliorant la fiabilité en cas de défaillance.

[0051] De manière analogue à précédemment, le module de détermination de puissance 50 détermine le besoin en puissance P1-P4 de chaque rotor propulsif R1-R4 à partir de différents paramètres propres à chaque rotor propulsif R1-R4, en particulier, le régime, le pas, les conditions atmosphériques, la vitesse de l’aéronef, etc.

[0052] Par la suite, il est présenté l’exemple d’un unique bus d’alimentation B1 qui est partagé avec deux rotor R1 , R2. Il va de soi que le nombre que leur nombre pourrait être différent.

[0053] Dans cet exemple, le bus d’alimentation B1 alimente les rotors propulsifs R1 , R2 en fonction de taux de mutualisation prédéterminés b1 1 , b12. Dans cet exemple, en référence à la figure 4, le premier bus d’alimentation B1 fournit au premier rotor propulsif R1 une puissance b1 1*R1 et au deuxième rotor propulsif R2 une puissance b12*R2. Autrement dit, la puissance totale du bus d’alimentation PB1 est définie de la manière suivante :

[0054] PB1 = bΐΐ * PI + b12 * P2

[0055] De manière analogue à précédemment, chaque bus d’alimentation B1-B4 est alimenté directement par la turbomachine T en fonction d’un taux d’alimentation 51- 54 par entrainement des génératrices électriques GE. On détermine le besoin en puissance élémentaire PB1 e-PB4e de chaque bus d’alimentation B1-B4 en fonction du taux d’alimentation 51- 54 et du besoin en puissance de bus PB1-PB4.

[0056] Dans cet exemple, en référence à la figure 4, le besoin en puissance élémentaire PB1 e du premier bus d’alimentation PB1 est défini de la manière suivante : [0057] PB le = dΐ * (bΐΐ * PI + b12 * R2)

[0058] De manière analogue à précédemment, on déduit le besoin en puissance globale Pglob en additionnant les besoins en puissance élémentaire PB1e-PB4e afin de déterminer le paramètre d’anticipation N1ap. [0059] Autrement dit, l’invention permet de déterminer un paramètre d’anticipation N1ap pertinent aussi bien lorsque les bus d’alimentation B1-B4 sont indépendants que lorsqu’ils sont mutualisés pour augmenter la redondance.

[0060] Grâce à l’invention, une turbomachine non propulsive T est régulée de manière optimale en utilisant en partie le système de régulation mis au point dans l’art antérieur pour une turbomachine propulsive.